熱障涂層技術(shù)在航空發(fā)動機渦輪葉片上的應(yīng)用

李 釗，蔡文波

（海軍裝備部，西安710021）

熱障涂層技術(shù)在航空發(fā)動機渦輪葉片上的應(yīng)用

李 釗，蔡文波

（海軍裝備部，西安710021）

熱障涂層是提高航空發(fā)動機渦輪葉片工作溫度的有效途徑之一。根據(jù)某型發(fā)動機高壓渦輪工作葉片、導向器葉片的結(jié)構(gòu)特點和各種涂層制備技術(shù)的優(yōu)缺點，制定了工作葉片和導向葉片表面底層、面層和內(nèi)腔的涂層制備方案。對工作葉片、導向器葉片材料試樣表面涂層的性能開展一系列測試試驗。結(jié)果表明：涂層性能滿足要求，涂層制備方案合理可行；對工作葉片、導向器葉片內(nèi)表面涂層的厚度，氣膜孔徑的影響以及質(zhì)量增加情況進行測量分析，結(jié)果均滿足設(shè)計要求，表明涂層制備工藝合理可行。

熱障涂層；渦輪葉片；超聲速噴涂；等離子噴涂；氣相沉積；航空發(fā)動機

0 引言

航空發(fā)動機逐步向高推重比、低油耗方向發(fā)展，燃燒室中的燃氣溫度和高壓渦輪進口溫度不斷提高，熱端部件的工作環(huán)境愈加嚴酷[1-3]。熱障涂層技術(shù)作為先進的熱防護技術(shù)，在航空發(fā)動機熱端部件上有著重要應(yīng)用[4-5]。發(fā)達國家航空發(fā)動機熱障涂層技術(shù)已經(jīng)達到了系列化、體系化，在高性能航空發(fā)動機上幾乎都被采用，如F119、F135和AL-41F等發(fā)動機[6-7]。中國熱障涂層在航空發(fā)動機渦輪葉片上的實際應(yīng)用還處于初級階段，涂層制備工藝、性能強度分析和性能參數(shù)的測試方法等都還處于探索階段[8-9]。

本文根據(jù)某型發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片和導向器葉片的結(jié)構(gòu)特點，結(jié)合已經(jīng)掌握的熱障涂層制備技術(shù)的特點，制定了涂層噴涂和性能測試試驗方案。根據(jù)試驗方案，在試樣上對涂層的性能進行了測量分析；在葉片上對涂層噴涂工藝的可行性進行了驗證。

1 試驗方案

1.1 葉片的結(jié)構(gòu)特點

高壓渦輪工作葉片無葉冠，采用氣膜冷卻加沖擊冷卻方式，材料為DZ125合金；高壓渦輪導向葉片為雙聯(lián)組空心氣冷式葉片，材料為DZ40M合金，葉片結(jié)構(gòu)如圖1所示。葉片復雜的內(nèi)腔結(jié)構(gòu)、葉身表面的氣膜冷卻孔、導向葉片自身相互干涉等都對涂層的制備、涂層的厚度以及均勻性造成不利影響。

1.2 涂層制備技術(shù)

熱障涂層根據(jù)不同的要求可設(shè)計成雙層、多層以及梯度層系統(tǒng)3種結(jié)構(gòu)形式，其中雙層結(jié)構(gòu)是目前實際應(yīng)用在燃燒室及葉片上的熱障涂層，主要包含1層較薄的低導熱率陶瓷面層（典型的部分穩(wěn)定氧化鋯）和1層金屬黏結(jié)底層。同時葉片內(nèi)腔多采用滲鋁或鋁硅方法，形成致密的Al2O3保護膜，以提高葉片的抗氧化和抗腐蝕性能[10-12]。

圖1 葉片結(jié)構(gòu)

熱障涂層可以采用多種方法制備，但是從熱障涂層技術(shù)的發(fā)展及應(yīng)用來看，主要采用等離子噴涂法和電子束物理氣相沉積法。等離子噴涂方法的優(yōu)點是噴涂速度快，生產(chǎn)效率高，零件尺寸不受真空容器的體積限制，可以很大；缺點是不易噴涂形狀復雜的零件，噴涂厚度不均勻，表面較粗糙。電子束物理氣相沉積法優(yōu)點是涂層與基體間及涂層內(nèi)部強度較高，噴涂的表面光潔度高、耐磨性好，可以噴涂形狀復雜的零件，工藝參數(shù)比等離子噴涂易于控制；缺點是涂料中各組成元素的蒸發(fā)壓力有區(qū)別，因此涂料成分越復雜（如黏結(jié)層MCrAlY），工藝也就越復雜，噴涂速度慢、效率低，原材料利用率較低，成本較高，對于形狀復雜的工件，存在“陰影”效應(yīng)[13-15]。

內(nèi)腔滲鋁技術(shù)分為固態(tài)滲鋁和氣相滲鋁，其中固態(tài)滲鋁的設(shè)備簡單、操作容易，能夠在鎳基和鈷基高溫合金表面形成致密牢固的氧化鋁膜；其缺點是葉片內(nèi)腔結(jié)構(gòu)復雜，表面有大量小氣膜孔，很難取得完整、良好的抗腐蝕涂層。氣相滲鋁即非接觸包裝滲鋁，不僅可以避免滲劑顆粒鑲?cè)胪繉颖砻娑氯麣饽た缀蛢?nèi)部空氣流道，而且有利于葉片根部的防滲鋁保護。

鑒于超聲速噴涂焰流速度遠大于等離子噴涂焰流速度，電子束氣相沉積制備的熱障涂層與基體的結(jié)合強度較噴涂又有很大提高，確定涂層的制備方案為：在導向葉片外表面底層用超聲速噴涂NiCoCrAlY涂層，在面層用等離子火焰噴涂納米ZrO2陶瓷涂層；在高壓渦輪工作葉片外表面底層用電子束氣相沉積NiCoCrAlY涂層，在面層電子束氣相沉積納米ZrO2陶瓷涂層；內(nèi)腔均采用氣相滲鋁。

1.3 工藝流程

根據(jù)葉片的加工流程和涂層制備工藝的技術(shù)特點，確定了滲鋁、噴涂和氣相沉積工藝流程，如圖2～4所示。經(jīng)過多次工藝試驗后，逐項確定滲鋁、噴涂熱障涂層、氣相沉積熱障涂層工藝參數(shù)，并按照涂層制備方案和工藝參數(shù)制備了試樣。

圖2 滲鋁工藝流程

圖3 噴涂工藝流程

圖4 氣相沉積工藝流程

2 試驗分析

2.1 性能試驗

為測試涂層的質(zhì)量，對DZ125合金和DZ40M合金試樣表面按制定的涂層方案和工藝流程制備涂層，對涂層的性能開展試驗。

（1）靜態(tài)抗氧化試驗。該試驗是將帶涂層試樣在葉片經(jīng)常工作溫度1100℃高溫條件下保溫200 h，通過測量質(zhì)量變化來評定涂層對基體在高溫下的抗氧化性能。

（2）熱震性能試驗。根據(jù)發(fā)動機渦輪葉片工作環(huán)境以及冷熱交變的特點，將帶涂層的試樣在1100℃高溫爐中保溫5 min，出爐冷卻5 min為1個循環(huán)進行試驗。導向葉片涂層試樣試驗循環(huán)次數(shù)為500次，工作葉片涂層試樣試驗循環(huán)次數(shù)為1000次。

（3）涂層隔熱性能試驗。該試驗是在指定的涂層厚度、冷卻氣體流動速度及冷卻氣體入口溫度的條件下，測試熱障涂層能夠降低金屬基體表面溫度的幅度和能力。在管狀試樣外表面涂敷涂層和不同溫度下，通過測量涂層表面溫度和涂層下金屬基體的溫度，計算二者的溫差，以評定熱障涂層的隔熱效果。

（4）燃氣熱腐蝕試驗。該試驗是在900℃的高溫下，使用合成海水和航空煤油制造的燃氣腐蝕氣氛，通過測量試樣在各周期的質(zhì)量變化來評定涂層在鹽霧、燃氣、高溫的綜合作用下涂層的防腐性能。

（5）涂層結(jié)合強度試驗。該試驗是將帶涂層試樣與金屬基體材料黏接后，采用拉開法測定涂層與基體材料的結(jié)合強度。

（6）涂層對合金力學性能影響試驗。為了分析涂層對基體力學性能的影響，對噴涂涂層和滲鋁層的導向葉片和工作葉片材料試樣分別進行高溫拉伸、持久性能和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗，將其結(jié)果與在相同條件下基體材料的力學性能參數(shù)進行對比。根據(jù)設(shè)計參數(shù)，對導向葉片、工作葉片材料涂層試樣和滲鋁試樣，在700℃下進行拉伸試驗；在980℃、應(yīng)力83 MPa條件下進行持久性能試驗。

（7）試驗結(jié)果分析。導向葉片材料試樣噴涂熱障涂層、滲鋁層和工作葉片材料試樣的氣相沉積熱障涂層、滲鋁層各項性能試驗結(jié)果見表1。

表1 噴涂熱障涂層和滲鋁層試驗結(jié)果

從表1中可見，試樣涂層的靜態(tài)抗氧化性能均達到完全抗氧化級，滿足抗熱震性能指標要求（導向葉片涂層試樣為1100℃×500次以上，工作葉片涂層試樣為1100℃×1000次以上），能夠起到良好的隔熱作用，具有良好的抗燃氣腐蝕能力，結(jié)合強度符合設(shè)計要求，且對材料的拉伸性能和持久性能無明顯影響，各項性能指標均達到設(shè)計要求。

2.2 工藝可行性試驗

工藝可行性試驗就是在葉片上進行涂層試制備，主要考核涂層制備工藝在葉片上的工藝可行性。

2.2.1 導向葉片工藝試驗

導向葉片工藝試驗主要考核超聲速噴涂和等離子噴涂在葉片上制備涂層的工藝可行性，考核內(nèi)容有2方面：一是保證涂層厚度；二是將對氣膜孔的影響控制到最小范圍。

（1）導向葉片涂層厚度測試。將噴涂后葉片用金相法進行厚度測試，經(jīng)過多次試驗，調(diào)整工藝參數(shù)后，金相測量厚度結(jié)果見表2。

表2 噴涂后葉片金相測量厚度 μm

從表2中可見，第1次試驗底層、面層厚度均不符合設(shè)計規(guī)定下限。由于涂層強度主要取決于噴涂粒子的飛行速度和沖擊速度，因此送粉率、噴涂距離等工藝參數(shù)對涂層的性能影響較大，通過降低噴槍移動速度重新進行了試驗，第2次試驗滿足了設(shè)計要求。

在試驗過程中發(fā)現(xiàn)無法使用測厚儀測量涂層厚度，原因是常用測厚儀測量方式為渦流測量，當噴涂涂層后，顆粒間存在氧化膜，涂層整體存在較大的電阻率，涂層較薄時，整個涂層相當于1層非電導層，測厚儀勉強可以使用，當涂層厚度不斷增加，涂層電導率達到一恒定值后，不再隨噴涂狀態(tài)變化而改變，因而測量無效。為此，在隨后試驗中試件的主要部位貼覆試片，運用機械手自動噴涂，保證葉片每個區(qū)域的均勻性，然后用千分尺測量涂層底層和面層厚度，同時測量葉片質(zhì)量增加情況，最后得到涂層厚度與葉片質(zhì)量增加的關(guān)系，據(jù)此根據(jù)涂層厚度的要求制定了噴涂底層、面層后葉片的質(zhì)量增加值。通過控制葉片質(zhì)量增加情況來間接控制涂層厚度，可控制到每個葉片涂層的厚度，相對應(yīng)常用的抽樣檢測更具有可控性。

（2）導向葉片涂層對氣膜孔的影響。經(jīng)過多次試驗，調(diào)整工藝參數(shù)噴涂葉片后，檢查葉身表面的氣膜孔孔徑，按要求用Φ0.45mm的鋼針進行通孔檢查，鋼針能夠通過，符合要求。經(jīng)測量，葉片質(zhì)量增加10～15 g，滿足設(shè)計要求。

（3）導向葉片內(nèi)腔滲鋁試驗。由于導向葉片為鑄態(tài)使用，所以將內(nèi)腔滲鋁工序安排在鑄造、機加、焊接之后進行。通過試驗，將工藝參數(shù)調(diào)整到最佳后，進行葉片內(nèi)腔滲鋁，滲層深度為10 μm，符合設(shè)計規(guī)定的5～40 μm的規(guī)定，且滲層連續(xù)。

2.2.2 工作葉片工藝試驗

葉片工藝試驗主要考核氣相沉積在葉片上制備涂層的工藝可行性，考核內(nèi)容主要是涂層厚度均勻性能否符合設(shè)計要求，對葉片氣膜孔徑有多大影響，涂層葉片質(zhì)量增加能否滿足設(shè)計圖紙要求。

（1）工作葉片涂層厚度測試。在氣相沉積涂層過程中，當制備涂層的主要工藝參數(shù)——真空度、旋轉(zhuǎn)速率、預熱溫度以及電子槍功率確定后，為獲得涂層的沉積速率，通過多次試驗得到料錠消耗與涂層厚度的對應(yīng)關(guān)系，然后根據(jù)所要求的涂層厚度確定料錠的消耗量，并在試驗過程中嚴格控制，保證葉片涂層厚度的一致性與穩(wěn)定性。

將氣相沉積涂層后的葉片沿葉高中部進行解剖，如圖5所示。然后用金相法在葉背和葉盆前中后部位各選1個點進行厚度測量，涂層厚度見表3。

圖5 涂層葉片金相解剖試樣

（2）涂層工作葉片質(zhì)量增加情況。葉片涂敷熱障涂層后，測量了葉片的質(zhì)量變化，涂覆金屬涂層之后質(zhì)量增加約為1.2～1.4 g，涂覆陶瓷層后的質(zhì)量總增約為2.5～3.0 g。符合葉片涂敷涂層后質(zhì)量增加不超過3.3 g的設(shè)計要求。

（3）涂層對葉片氣膜孔的影響。在葉片沉積熱障涂層過程中，測量了在涂層各階段葉片的氣膜孔徑的變化，如圖6所示。

圖6 氣相沉積涂層各工序?qū)饽た椎挠绊?/p>

從圖6中可見，在氣相沉積各工序中，涂敷陶瓷涂層對孔徑影響最大，因此在氣相沉積制備涂層過程中應(yīng)精確控制涂層材料的蒸發(fā)速率。蒸發(fā)速率與蒸氣壓和溫度密切相關(guān)，因此關(guān)鍵在于精確控制蒸發(fā)溫度。用Φ0.30mm和Φ0.25mm的鋼針通孔檢查，涂敷涂層前孔徑約為0.28～0.29mm，涂敷涂層后孔徑約為0.25mm，氣相沉積后縮孔約為0.03～0.04mm，滿足不大于0.06mm的設(shè)計要求。

（3）工作葉片內(nèi)腔滲鋁。考慮到滲鋁工序不能破壞葉身涂層的性能，將葉片內(nèi)腔滲鋁工序安排在葉片鑄造、機加之后，氣相沉積之前進行。經(jīng)過多次工藝試驗，將工藝參數(shù)調(diào)整到最佳后，進行葉片內(nèi)腔滲鋁，用金相法檢查葉片內(nèi)腔滲鋁層組織和深度。測量結(jié)果顯示滲層深度約為16～18 μm，符合設(shè)計規(guī)定5～20 μm的要求，而且滲層連續(xù)，滲層質(zhì)量良好。

渦輪工作葉片滲鋁時，針對榫齒部位漏滲現(xiàn)象，進行了多次工藝試驗，研制了以有機物為黏結(jié)劑，陶瓷粉為添加劑，高溫棉為增韌纖維的復合型防滲涂料，采用新型涂料保護方法，滲鋁后工作葉片榫齒無漏滲現(xiàn)象。

3 結(jié)論

（1）試樣涂層的各項性能測試結(jié)果和葉片實物上涂層的厚度、均勻性，對氣膜孔徑的影響以及葉片質(zhì)量增加情況均滿足設(shè)計要求，表面涂層的制備方案、制備工藝合理可行。

（2）在噴涂制備涂層過程中，改變噴槍移動速度是微調(diào)整涂層厚度的有效方法；在氣相沉積制備涂層過程中，精確控制涂層材料蒸發(fā)溫度有利于降低涂層對葉片表面氣膜孔徑的影響。

（3）通過控制噴涂后導向葉片質(zhì)量增加情況來間接控制涂層厚度是1種簡便易行，可控性更強的涂層厚度控制方法；在氣相沉積制備工作葉片涂層過程中，通過控制料錠消耗量可有效控制涂層厚度。

[1]徐慶澤，梁春華，孫廣華，等.國外航空渦扇發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層技術(shù)發(fā)展[J].航空發(fā)動機，2008，34（3）：52-56. XU Qingze，LIANG Chunhua，SUN Guanghua，et a1.Development of thermal barrier coating for turbofan engine turbine blade in the West[J]. Aeroengine，2008，34（3）：52-56.（in Chinese）

[2]孫福波，涂泉.氧化鋯熱障涂層在航空發(fā)動機上的應(yīng)用和發(fā)展[J].航空發(fā)動機，2010，36（6）：54-57. SUN Fubo，Tu Quan.Application and development of Zirconium Oxide thermal barrier coating on aeroengine[J].Aeroengine，2010，36（6）：54-57.（in Chinese）

[3]劉純波，林鋒，蔣顯亮.熱障涂層的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢[J].中國有色金屬學報，2007，17（1）：1-13.LIU Chunbo，LIN Feng，JIANG Xianliang.Current state and future development of thermal barrier coating[J].The Chinese Journal of Nonferrous Metals，2007，17（1）：1-13.（in Chinese）

[4]Dongming Z，Robert A M.Development of advanced low conductivity thermal barrier coatings[J].International Journal of Applied Ceramic Technology，2004（1）：86-94.

[5]Peters M，Schulz U，Saruhan-Brings B，et al.Advanced thermal barrier coatings for future aeroengines[R].ISABE 2005-1081.

[6]于海濤，牟仁德，謝敏.熱障涂層的研究現(xiàn)狀及其制備技術(shù)[J].稀土，2010，31（5）：83-87. YU Haitao，MU Rende，XIE Min.Evolution status and processing technologies of thermal barrier coatings[J].Chinese Rare Earths，2010，31（5）：83-87.（in Chinese）

[7]邢亞哲，郝建民.熱障涂層的制備及其失效的研究現(xiàn)狀[J].鑄造技術(shù)，2009，30（7）：922-925. XlNG Yazhe，HAO Jianmin.Research status in fabrication and failure of thermal barrier coatings [J].Foundry Technology，2009，30（7）：922-925.（in Chinese）

[8]郝兵，李成剛.表面涂層技術(shù)在航空發(fā)動機上的應(yīng)用[J].航空發(fā)動機，2004，30（4）：38-40. HAO Bing，LI Chenggang.Application of surface coating technologies to aeroengines[J].Aeroengine，2004，30（4）：38-40.（in Chinese）

[9]文生瓊，何愛杰，王皓.熱障涂層在航空發(fā)動機渦輪葉片上的應(yīng)用[J].燃氣渦輪試驗與研究，2009，22（1）：59-62. WEN Shengqiong，HE Aijie，WANG Hao.Development of TBCs on turbine blade of aeroengine[J].Gas Turbine Experiment and Research，2009，22（1）：59-62.（in Chinese）

[10]徐濱士，劉世參.表面工程新技術(shù) [M].北京：國防工業(yè)出版社，2002：43-58. XU Binshi，LIU Shican.The new technology of surface engineering [M].Beijing：National Defence Industry Press，2002：43-58.（in Chinese）

[11]吳子健.熱噴涂技術(shù)與應(yīng)用 [M].北京：機械工業(yè)出版社，2006：25-37. WU Zijian.Thermal spraying technology and application[M].Beijing：Machinery Industry Press，2006：25-37.（in Chinese）

[12]張樹林，王洪斌，張聯(lián)合.熱障涂層隔熱效果試驗研究[J].航空發(fā)動機，2013，39（1）：61-64. ZHANGShulin，WANGHongbin，ZHANG Lianhe.Experimental study of insulating effectiveness for thermal barrier coating[J].Aeroengine，2013，39（1）：61-64.（in Chinese）

[13]韓志海，王海軍，白宇，等.超音速等離子噴涂制備細密柱晶結(jié)構(gòu)熱障涂層研究進展[J].熱噴涂技術(shù)，2011，3（2）：32-35. HAN Zhihai，WANG Haijun，BAI Yu，et al.Development of thermal barrier coating with fine columnar crystal structure fabricated by supersonic atmospheric plasma sprayed[J].Thermal Spray Technology，2011，3（2）：32-35.（in Chinese）

[14]張志強，宋文興，陸海鷹.熱障涂層在航空發(fā)動機渦輪葉片上的應(yīng)用研究[J].航空發(fā)動機，2011，37（2）：38-41. ZHANG Zhiqiang，SONG Wenxing，LU Haiying.Application of thermal barrier coating on aeroengine turbine blade[J].Aeroengine，2011，37（2）：38-41.（in Chinese）

[15]Meitner P L.Analysis of metal temperature and coolant flow with a thermal barrier coating on a full-coverage film cooled turbine vane[R]. NASA-TP-1310.

（編輯：趙明菁）

Application of Thermal Barrier Coating on Aeroengine Turbine Blades

LI Zhao，CAI Wen-bo
（Equipment Department of Navy,Xi'an 710021,China）

Thermal barrier coating（TBC）is a validated way to increase the working temperature of aeroengine turbine blades.A coating preparation program of the layer,surface and cavity was set up based on structural features of high pressure turbine rotor blade and guide vane of one engine as well as the reference to advantages and disadvantages of various coating preparation techniques.A series of coating performance tests illustated that the performance of the coating meets the requirements and the program is reasonably practicable. After the measurement for coating thickness,the impact on the film cooling hole and the mass addition,the result meets design requirements and it shows the coating preparation process is reasonably practicable.

TBC;turbine blade;supersonic spray;plasma spray;vapor deposition;aeroengine

V 261.93+3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.014

2014-11-23

李釗（1986），男，碩士，從事航空發(fā)動機制造質(zhì)量控制和壽命研究等工作；E-mail：937712148@qq.com。

李釗,蔡文波.熱障涂層技術(shù)在航空發(fā)動機渦輪葉片上的應(yīng)用[J].航空發(fā)動機，2015，41（5）：67-71.LI Zhao，CAI Wenbo.Application of thermalbarrier coatingon aeroengine turbine blades[J].Aeroengine，2015，41（5）：67- 71.