燒結溫度對SiO2-ZrO2體系陶瓷型芯材料性能影響研究

劉曉光, 齊長見, 賀莉麗, 唐定中, 肖程波,姚建省, 顧國紅, 李 鑫

(1.北京航空材料研究院先進高溫結構材料國防科技重點實驗室,北京 100095;2.中航工業南方航空工業集團有限公司,湖南株洲 412002;3天津大學材料科學與工程系,天津 300072）

燒結溫度對SiO2-ZrO2體系陶瓷型芯材料性能影響研究

劉曉光1, 齊長見1, 賀莉麗2, 唐定中1, 肖程波1,姚建省1, 顧國紅1, 李 鑫3

(1.北京航空材料研究院先進高溫結構材料國防科技重點實驗室,北京 100095;2.中航工業南方航空工業集團有限公司,湖南株洲 412002;3天津大學材料科學與工程系,天津 300072）

采用傳統的熱壓鑄工藝制備可快速脫芯的定向、單晶空心渦輪葉片用SiO2-ZrO2體系陶瓷型芯材料,研究結果表明,該材料隨燒結溫度從1150℃增加到1200℃,收縮率變大,當燒結溫度超過1200℃時,燒結收縮增加顯著,1200℃燒結的陶瓷型芯晶粒發育比較完善,主要相組成為非晶SiO2、方石英、ZrO2,其綜合性能最佳,室溫強度可達42.9 MPa,1550℃具有較好的抗高溫變形性和優異的高溫強度,高溫變形為0.1mm,高溫強度可達27.9MPa,開氣孔率可達30.4%,體積密度為1.92g/cm3,燒結收縮率僅為0.4%,方石英析出量20%左右,能夠滿足我國航空發動機高溫合金空心渦輪葉片的澆注要求。

熱壓鑄;空心葉片;陶瓷型芯;發動機;高溫合金

航空發動機渦輪前溫度不斷提高,對空心葉片的使用要求苛刻,單從材料角度提高葉片使用溫度有一定的局限,而采用復雜空心氣冷結構可以將渦輪前進口溫度提高到1650℃以上,陶瓷型芯的重要性日益突出。陶瓷型芯的性能直接影響著空心渦輪葉片的生產,而目前國內現有的陶瓷型芯在實際生產中常常由于綜合性能較差而嚴重影響航空發動機的生產[1,2]。

陶瓷型芯在西方國家的熔模鑄造中得到廣泛應用,尤其在航空領域已經形成了專業化生產。如Certified alloy products合金公司下屬的陶瓷公司,Cannon-Muskegon(C-M）公司下屬的 Lake Erie Design陶瓷型芯公司等,這些公司專業生產陶瓷型芯可供軍品和民品生產。美國Howmet公司、General Electric公司和 Cannon-Muskegon公司,英國 Rolls Royce公司、Doulton公司等都研制了各種成分的氧化硅基陶瓷型芯用于氣冷空心葉片的生產。美國C-M公司已經形成一系列商品化,適用不同高溫合金空心渦輪葉片的硅基陶瓷型芯。目前,歐美發達國家發動機空心渦輪葉片90%以上采用的是硅基陶瓷型芯,已經成功應用在等軸晶、定向柱晶和單晶空心渦輪葉片的生產中,其最高使用溫度可以達到1650℃以上[3]。

采用SiO2-ZrO2體系為研究對象,通過調整配方和制備工藝,制備出滿足高推比發動機空心渦輪葉片澆注要求的陶瓷型芯材料,并對其高溫性能進行了深入研究。

1 實驗材料和方法

實驗用陶瓷型芯T材料由透明石英玻璃粉(SiO2）和ZrO2粉組成,具體成分見表1。石英玻璃粉是江蘇連云港生產,粉料粒度D50分別為和80μ m和10 μ m級配粉,ZrO2粉由天津生產,粒度 D50 為40 μ。根據HB5353.3-1986和HB5353.4-1986標準測試試樣的強度和撓度,根據HB5353.2-1986標準要求外觀無裂紋、氣泡、變形等缺陷,試樣尺寸:φ 4mm ×50mm,測量燒成收縮率。采用中科科儀公司KYKY-2800B型掃描電子顯微鏡觀察型芯表面和斷口形貌。物相分析采用DmaxIVA全自動X射線衍射儀上進行,利用CuKα,電壓為35kV,電流為20mA。

陶瓷型芯T溶失性測定采用HB5353.6-1986標準,試樣尺寸為4mm ×10mm ×30mm,腐蝕介質為氫氧化鈉水溶液。

表1 透明石英玻璃粉和ZrO2粉化學成分組成(質量分數/%）Table 1 Chemical composition of vitreous quartz and zirconia powders(mass fraction/%）

2 實驗結果與討論

陶瓷型芯T主要由SiO2粉和ZrO2粉組成,其燒結過程主要通過SiO2粉完成,而SiO2粉的變體比較多,且在1200℃以上迅速析出方石英晶體,在方石英轉變過程中伴隨2.8%的體積變化,ZrO2粉是作為高溫強化相彌散分布在SiO2基體中。實驗中采用三種不同的燒結溫度:1150℃(A）,1200℃(B）,1250℃(C）,分別測試陶瓷型芯材料的開氣孔率、體積密度、抗彎強度、高溫撓度和方石英析出量,結果見表2。

由表2可以看出,在1200℃以前,隨著燒結溫度提高,室溫強度和高溫強度是增加的,這主要與SiO2粉的燒結程度有關,溫度越高燒結趨動力越大,其體積密度也是最大的,室溫強度最高可達42.9MPa,能夠滿足熔模鑄造中蠟模制備的要求,高溫強度可以達到27.9MPa,也能夠滿足1550℃高溫金屬液的澆注要求。當燒結溫度超過1200℃時,由于方石英劇烈析出,陶瓷型芯材料體積變大,SiO2顆粒之間,SiO2顆粒與ZrO2顆粒相互擠壓,產生微裂紋,直接影響材料的室溫強度和高溫強度,導致材料性能下降。經過半定量測量1250℃的析晶量比1150℃的析晶量提高了3倍多,1250℃析晶量達到了35%,陶瓷型芯T的燒結合格率明顯下降,直接影響到制模成品率,陶瓷型芯的利用率極低,不利于熔模鑄造中的大批量生產。國外文獻提出高溫強度大于8MPa就能滿足高溫合金葉片的澆注要求,但是隨著高溫合金葉片結構復雜程度的不斷加大,最小冷卻通道的厚度已經設計到0.15mm,為保證陶瓷型芯在澆注過程和金屬液浸泡過程中不斷裂,高溫合金在凝固過程不產生裂紋的前提下,通常是盡可能提高陶瓷型芯的強度來應對高溫合金葉片結構的變化[4～6]。

表2 陶瓷型芯T的主要性能Table 2 Properties of T ceramic cores

高溫撓度即陶瓷型芯在高溫下的抗變形能力,SiO2在高溫使用過程中,發生非晶態向晶態的轉變,型芯剛性增加,燒結溫度增加能有效促進方石英析出量(析晶）,析晶量越大,陶瓷型芯在金屬液中的二次變形越小,高溫合金空心葉片的包芯合格率和壁厚合格率越高,但是在低溫燒結過程中要控制方石英析出量在30%左右,目的是為了保證型芯的其他使用性能和陶瓷型芯的利用率,當燒結溫度低時(如1150℃）,析晶只有11.4%,陶瓷型芯高溫撓度就比較大,高溫合金露芯和偏芯的傾向就大,這一點在陶瓷型芯使用實際使用過程中已經驗證[7]。

體積密度和氣孔率主要與材料體系和制備工藝有關,直接影響型芯在腐蝕液中的脫除,氣孔率太大,型芯表面粗糙,高溫合金鑄件內腔的表面粗糙度達不到要求,氣孔率太小,腐蝕液不容易滲透到型芯內部,造成型芯脫除困難,對于SiO2-ZrO2體系陶瓷型芯T而言,控制在30(質量分數）%左右脫芯性最佳,試棒10min就可以熔失干凈[8,9]。

圖1 不同燒結溫度下陶瓷型芯斷口形貌Fig.1 SEM micrographs of the fracture surfaces of ceramic with different sintering temperatures,(a）1150℃;(b）1200℃;(c）1250℃;(d）1250℃

圖1為不同燒結溫度下陶瓷型芯斷口照片,由圖1a可見1150℃燒結時,SiO2粉顆粒之間孔隙比較大,連接不夠緊密,明顯燒結程度不夠,晶粒發育不完善。1200℃燒結后,方石英開始迅速析出,且有較大塊方石英形成,如圖1b,1250℃燒結后,由于析晶導致型芯材料體積發生變化,顆粒相互擠壓,產生微裂紋,氣孔大小不一,因此微裂紋的存在導致陶瓷型芯龜裂現象,而且晶粒開始長大,見圖1c,d。ZrO2顆粒彌散分布,主要是阻礙SiO2高溫下的粘滯運動,提高陶瓷型芯的高溫性能。由于發動機空心葉片內腔結構越來越復雜,燒結過程中,陶瓷型芯變形和開裂的比較多,直接影響到陶瓷型芯的使用,長期試驗發現,控制好陶瓷型芯收縮,能夠有效的提高燒結合格率,減少陶瓷型芯變形和開裂的傾向,其中在燒結過程中,燒結溫度對陶瓷型芯收縮的影響最為顯著。圖2是陶瓷型芯收縮率隨燒結溫度變化曲線,可見隨著燒結溫度增加,陶瓷型芯收縮率變大,在1200℃以下燒結收縮率變化并不顯著,1200℃以上燒結時,隨燒結溫度增加,收縮率增加比較明顯。當燒結溫度為1250℃時,收縮率達到1.1%,這對于結構復雜、且尺寸比較大(﹥70mm）的陶瓷型芯而言,因變形和開裂而報廢的就比較多,如圖3所示。當燒結溫度為1150℃時,陶瓷型芯零收縮,基本上消除了變形和開裂導致的型芯報廢問題,但此時陶瓷型芯未燒結完全,晶粒發育不好(如圖1a）方石英析出量比較少,材料在高溫環境下的剛性比較差,從而導致陶瓷型芯高溫(1550℃）撓度比較差(如表1）,不適合于在定向和單晶合金澆注上使用。而1200℃燒結的陶瓷型芯,收縮僅為0.4%,型芯變形和開裂傾向小,與外型模具匹配比較好,同時該體系材料的綜合性能最佳[10,11]。

圖2 燒結收縮率與燒結溫度關系曲線Fig.2 The curve of sinter shrinking and temperature

圖4是SiO2-ZrO2體系陶瓷型芯的XRD物相分析,可見該體系陶瓷型芯主要由非晶SiO2、方石英,ZrO2組成,另有部分鱗石英和SiO2-ZrO2化合物組成,經實際使用表明該體系高溫性能較佳,組織比較穩定[12]。

3 結論

采用合理級配的SiO2-ZrO2體系配方材料T,能夠制備出快速脫芯的定向、單晶空心渦輪葉片用陶瓷型芯材料,該體系材料在1200℃下造型燒結,具有優異的綜合性能,高溫變形0.1mm,高溫強度可達27.9MPa,開氣孔率可達30.4%,體積密度為1.92g/cm3,燒結收縮率為0.4%,主要相組成為非晶 SiO2、方石英、ZrO2,該材料可以在 1550℃下使用,長時間經受高溫金屬液浸泡,包芯和壁厚合格率較高,能夠滿足航空發動機復雜結構高溫合金空心渦輪葉片澆注要求。

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Effect of Sintering Temperature on Ceramic Cores Performances of SiO2-ZrO2system

LIU Xiao-guang1, QI Chang-jian1, HE Li-li2, TANG Ding-zhong1,XIAO Cheng-bo1, YAO Jian-sheng1, GU Guo-hong, LI Xin3
(1.Beijing Institute of Aeronautic Materials,Beijing 100095,China;2.Avic South Aviation Industry Limitied Corporation,Zhuzhou 412002,Hunan China;3 Tianjin University,Tianjin 300072,China）

The easy leachable SiO2-ZrO2ceramic cores used in directional solidification and single crystal hollow blades were prepared by traditional hot-pressure casting.The results show that the a sintering shrinkage increased with the increasing sintering temperature from 1150℃ to 1250℃,and sintering shrinkage is increased markedly above 1200℃.Well-grown crystalline grains were shown,and main compositions are composed with non-crystal silica,cristobalite and zirconia.The material properties sintering at 1200℃are optimized,and bending strengths reach 42.9MPa,and best anti-deformation and bending strengths are also obtained at 1550℃.High temperature anti-deformation is 0.1mm,and the high temperature bending strength,pore,densiy and sintering shrinkage are 27.9MPa,30.4%,1.92g/cm3and0.4%respectively.The formations of cristobalite is about20%.It meets the pouring requirement for superallay hollow turbine blades of the aero-engine.

hot-pressure casting;hollow blades;ceramic cores;engine;superalloy

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.5.012

TG132.3

A

1005-5053(2011）05-0062-04

2010-10-08;

2011-06-15

國防科工局基礎科研項目(B0520060458）

劉曉光(1976—）,男,博士,高級工程師,陶瓷材料專業研究,(E-mail）xiaogliu@sina.com。