帶熱障涂層單晶合金葉片模擬熱沖擊服役環境試驗研究

郭會明，劉志遠，田 偉，白云瑞，鐘 燕

(1.中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500；2.湘潭大學，湖南湘潭 411105)

1 引言

熱障涂層(TBC)是將耐高溫、低導熱、抗腐蝕的陶瓷材料以涂層的形式與基體合金相復合，以降低合金熱端部件表面溫度、提高基體合金抗高溫氧化腐蝕性能的一種防護技術[1]。航空發動機中，熱障涂層主要應用于高壓渦輪導向葉片、渦輪工作葉片和燃燒室浮動壁瓦片等熱端部件[2]。熱障涂層的研究源于20世紀40年代末期，60年代美國航空航天局首先將熱障涂層成功應用于火箭飛機的噴火管，70年代開始用于美國J75航空發動機的渦輪葉片[3-4]。自此，熱障涂層技術成為航空發動機發展必不可少的一項關鍵技術。

熱障涂層常常工作在高溫氧化、腐蝕和熱沖擊等十分惡劣的條件下，在使用過程中常有開裂和剝落失效發生[5-7]，成為其長期可靠應用所面臨的最迫切需要解決的問題。陳孟成等[8]采用高溫爐進行熱障涂層熱沖擊試驗研究，結果表明陶瓷層與粘結層界面處Al、Cr、Ni 氧化物的形成過程中會產生體積膨脹，導致熱應力增加，引起陶瓷層產生微裂紋。同時，由于冷熱溫度變化使得ZrO2發生晶體轉變，具有明顯的體積效應，而這種體積效應在冷熱循環條件下引起涂層開裂。張永等[9]采用燃氣加熱進行熱障涂層熱沖擊試驗研究，結果表明陶瓷層在經過燃氣沖擊后受到循環熱應力影響，柱狀晶間隙變大，導致涂層剝落。Chen 等[10]對熱障涂層熱沖擊過程進行的數值計算表明，熱沖擊過程中陶瓷層與粘結層界面處的應力大且釋放速率快，裂紋更容易在界面處萌生并擴展。以上對熱障涂層的失效研究普遍采用帶熱障涂層試樣在高溫爐中加熱的方式進行沖擊試驗[11-12]，與渦輪葉片工作環境相差較大，無法評估渦輪葉片表面復雜曲面和氣膜孔等因素對涂層抗沖擊性能的影響。

本文對帶熱障涂層渦輪轉子葉片在燃氣沖擊條件下開展熱沖擊循環試驗，分析在模擬發動機工況條件下熱障涂層抗燃氣熱沖擊的能力、熱障涂層脫落的原因及影響因素。

2 材料及試驗方法

2.1 材料及樣品的制備

本試驗熱障涂層采用的基體為鎳基單晶高溫合金，涂覆對象為某發動機渦輪轉子葉片。熱障涂層采用金屬粘結底層和陶瓷層的雙層結構。金屬粘結底層為MCrAlY 涂層，厚度為20.0 μm，名義成分為Ni-余量，Cr-20%～30%，Al-8%～10%和Y-0.3%～0.5%，采用A-1000 型真空電弧鍍設備制備，沉積后進行高溫真空擴散處理。陶瓷層為w(Y2O3)=(6～8)%部分穩定的ZrO2，采用烏克蘭進口電子束物理氣相沉積(EB-PVD)設備進行沉積。

2.2 熱沖擊試驗方法

試驗設備為國內自主研制的熱障涂層熱沖擊環境模擬裝置，如圖1 所示。其工作原理為通過控制與數據采集中心設置試驗參數，如試驗溫度、循環時間等，利用火焰噴槍對試驗對象進行熱沖擊。試驗方法如下：將涂覆有熱障涂層的渦輪葉片裝夾于加熱工位上，從渦輪葉片底部通入壓縮空氣進行冷卻，采用火焰噴槍以平行渦輪盤軸線方向對渦輪葉片前緣進行加熱；采用紅外測溫儀測量葉片前緣溫度，葉片前緣達到1 080℃后保溫60 s，將火焰噴槍移開，渦輪葉片在外界環境中冷卻80 s。反復循環操作(自動進行)至渦輪葉片表面涂層出現可見裂紋或脫落停止。

圖1 熱障涂層模擬熱沖擊環境裝置示意圖Fig.1 Schematic diagram of simulated thermal shock environment equipment with thermal barrier coating

2.3 檢測分析

對未進行熱沖擊試驗和完成熱沖擊試驗的渦輪葉片沿火焰沖擊位置的橫截面進行解剖，采用X 射線衍射(XRD)對熱沖擊前后的陶瓷層表面進行物相分析。采用附帶能譜儀(EDS)的JSM63900型掃描電子顯微鏡，對熱沖擊前后熱障涂層的形貌及成分變化進行觀察。

3 結果與分析

3.1 熱沖擊下熱障涂層表面形貌

圖2為不同熱沖擊循環下渦輪葉片前緣部位熱障涂層的表面形貌。從圖中可以看出，未進行熱沖擊試驗時，渦輪葉片前緣位置涂層呈灰白色，氣膜孔周圍涂層未出現翹曲和起皮。經過42 次熱沖擊循環后，葉片前緣位置氣膜孔周圍出現2 處小塊的涂層脫落，其余部分涂層完好。經過61次熱沖擊循環后，葉片前緣位置存在大塊的涂層脫落，脫落面積在11個氣膜孔范圍內，涂層脫落附近的氣膜孔周圍存在明顯的起皮和裂紋。經過71次熱沖擊循環后，葉片前緣位置涂層脫落面積增大，并由中心區域的11個氣膜孔擴展到22 個氣膜孔范圍。渦輪葉片前緣熱障涂層脫落絕大部分從氣膜孔邊開始，由初步的掉塊、裂紋萌生，到最后的大塊脫落。據此表明，渦輪葉片前緣位置受到火焰沖擊影響最大，最先開始涂層掉塊、脫落，氣膜孔周圍是熱障涂層開始脫落的主要部位。

圖2 不同熱沖擊次數下渦輪葉片前緣熱障涂層形貌Fig.2 Surface morphology of thermal barrier coating on blade leading edge under different thermal shock cycles

3.2 渦輪葉片熱障涂層微觀結構分析

對未進行熱沖擊的帶熱障涂層單晶渦輪葉片進行解剖，如圖3所示。從圖中可看出，在渦輪葉片中截面的前緣、葉盆、葉背的表面，陶瓷層以平行排列的柱狀晶形式生長，厚度在70.0～90.0 μm 范圍內。粘結層在單晶基體與陶瓷層之間，厚度在20.0～25.0 μm 范圍內。在氣膜孔邊緣位置，由于孔邊曲率的較大變化，陶瓷層柱狀晶生長不規則，部分區域生長成了“菜花狀”。“菜花狀”柱狀晶與周圍柱狀晶之間的間距較大，且其底部與粘結層的連接面積較小，會導致氣膜孔附近陶瓷層的結合力較差。

圖3 未進行熱沖擊試驗的渦輪葉片中截面熱障涂層形貌Fig.3 Morphology of thermal barrier coating on the middle section of turbine blade without thermal shock test

圖4為經過71次熱沖擊循環后的帶熱障涂層單晶渦輪葉片中截面熱障涂層形貌。可見，與未進行熱沖擊的涂層形貌相比，經過71 次熱沖擊循環后，葉片前緣位置的粘結層與單晶基體之間的界面變得模糊，這可能和粘結層與基體之間的互擴散有關；陶瓷層與粘結層的界面上產生了熱生長氧化物(TGO)，前緣位置TGO 最厚處可達2.6 μm。葉片葉盆和葉背位置的陶瓷層與粘結層之間同樣產生了TGO，但厚度均小于1.0 μm，且粘結層與單晶基體之間的界面仍然較清晰。葉片前緣氣膜孔附近的陶瓷層出現了裂紋和部分脫落。

圖4 熱沖擊試驗后的渦輪葉片中截面熱障涂層形貌Fig.4 Morphology of thermal barrier coating on the middle section of turbine blade after thermal shock test

3.3 渦輪葉片橫截面熱障涂層能譜分析

對未進行熱沖擊試驗的渦輪葉片中截面涂層進行能譜分析，結果如圖5所示。陶瓷層主要包含Zr、Y、O元素；金屬基體中含有大量的Ni元素，還有Cr、Co、Al等元素；粘結層中Al、Cr元素含量相比金屬基體較多，且Cr元素含量由金屬基體側到陶瓷層側逐漸增多，并在粘結層與陶瓷層界面附近達到最大。

圖5 未進行熱沖擊試驗的渦輪葉片中截面涂層能譜分析結果Fig.5 EDS analysis of thermal barrier coating on the middle section of turbine blade without thermal shock test

圖6和表1為經過71次熱沖擊循環的渦輪葉片中截面涂層能譜分析結果。與未進行熱沖擊試驗的涂層能譜分析結果相比，經過熱沖擊試驗后粘結層中的Al元素含量降低，且Al元素在陶瓷層與粘結層界面聚集。粘結層中的Al 元素一部分向陶瓷層與粘結層界面處擴散，與外界的氧反應形成TGO；另一部分由于與基體的濃度差而產生自擴散，最終基體中的Al元素含量與粘結層中的Al元素含量相近，自擴散的深度約5.0 μm。

圖6 熱沖擊試驗后的渦輪葉片中截面涂層能譜分析結果Fig.6 EDS analysis of thermal barrier coating on the middle section of turbine blade after thermal shock test

4 失效分析

4.1 熱障涂層脫落與TGO生長

帶熱障涂層渦輪葉片能否安全可靠服役，在很大程度上取決于熱障涂層的壽命。研究表明，熱障涂層剝落失效的影響因素主要包括TGO的形成、陶瓷層的相變與燒結、熱膨脹系數失配、熱梯度或溫度梯度、碰撞損傷等[13]，其中TGO的形成是熱障涂層失效常見的也是最關鍵的影響因素之一。

帶熱障涂層渦輪葉片經過71次熱沖擊循環后，葉片前緣位置可見明顯的TGO層且厚度最大，葉片其余位置的TGO 厚度較小。這主要是由于葉片前緣位置受到燃氣沖擊后，粘結層中的Al元素在高溫環境中向界面處不斷擴散，與外界的O 結合形成了以Al2O3為主的致密TGO層。加之溫度越高，Al元素的擴散和氧化物的形成速度越快，而前緣位置在熱沖擊中溫度最高，因此其TGO厚度最大。

熱障涂層的剝落與TGO 生長導致的粘結層Al元素貧化有關。一方面，由于TGO的韌性與基體相比微不足道，在陶瓷層與粘結層的界面會限制這種由于TGO生長導致的體積變化，在形成TGO時會隨之出現殘余壓應力，且殘余壓應力會在渦輪葉片冷卻到環境溫度過程中進一步增大，因此熱障涂層的剝落主要發生在循環冷卻過程中。另一方面，由于TGO 不斷生長，粘結層中的Al 元素含量顯著降低，如圖6和表1中所示。當粘結層中的Al元素貧化到不足以提供完全生成Al2O3所需的Al元素含量時，粘結層中的Ni 和Cr 元素就會發生氧化，形成鎳、鉻的氧化物，使得TGO 體積增加更快，在界面處形成很大的表面壓力[13]。隨著熱沖擊循環的不斷進行，這些應力相互疊加，最終導致熱障涂層翹曲和剝落。

表1 熱沖擊試驗前后熱障涂層主要元素能譜分析結果(質量分數)對比 %Table 1 EDS analysis results of major elements of thermal barrier coatings before and after thermal shock test

4.2 熱障涂層裂紋與渦輪葉片前緣氣膜孔

渦輪葉片前緣直接面對高溫來流的沖擊，是熱載荷最大的區域。根據Kim等[14]對帶熱障涂層渦輪葉片氣膜孔邊溫度和應力分布進行的有限元模擬結果(圖7)可看出，氣膜孔處高溫燃氣與冷卻空氣混合，使氣膜孔邊的溫度分布不均勻，且溫度梯度大。由于熱障涂層與渦輪葉片基體的熱膨脹系數有一定差異，在均勻升溫和降溫中尚存在一定的熱應力，而在氣膜孔邊大的溫度梯度下熱應力會進一步增大，這將導致熱障涂層與基體產生分離[14-15]，進而使熱障涂層產生裂紋和剝落。本文中熱障涂層裂紋主要從氣膜孔邊產生并擴展，主要就是因為氣膜孔邊的熱應力較大，與模擬計算結果相吻合。另外，氣膜孔邊緣位置陶瓷層柱狀晶生長的不規則和“菜花狀”，也加速了熱沖擊作用下熱障涂層的脫落。

圖7 帶熱障涂層渦輪葉片氣膜孔邊溫度及應力分布[14]Fig.7 Distribution of temperature and stress around cooling hole of turbine blade with thermal barrier coatings

5 結論

(1)帶熱障涂層單晶渦輪葉片經過42 次熱沖擊循環后，葉片前緣氣膜孔附近的涂層首先出現脫落；經過71 次熱沖擊循環后，葉片前緣附近涂層脫落的面積明顯增大。

(2)熱沖擊環境下葉片前緣位置熱生長氧化物厚度比其他涂層未脫落位置的厚1.0～2.0 μm。金屬基底與粘結層之間有明顯的擴散現象，其中Al、Cr元素從含量較高的粘結層向基底擴散，深度約5.0 μm。

(3)氣膜孔邊熱應力較大是涂層脫落的主要原因，孔邊涂層微觀結構不規則加速了熱障涂層的脫落掉塊。