石墨烯涂層在某型航空發動機高渦葉片中的應用

古鳴 胡朝剛 陳犇 張國俊 湯浩 閆俊良

摘要：某型航空發動機高壓渦輪葉片長期服役后，其前緣處易產生燒蝕脫落現象，嚴重影響發動機的后續可靠使用。為改善高渦葉片前緣燒蝕問題，通過吹砂、噴涂及燒結等方式在葉片前緣處涂覆石墨烯涂層以作應用研究，結果表明：葉片石墨烯涂層厚度均勻，組織致密，富含ZrO2和Cr2O3，其相關力學、熱學性能滿足使用要求，經長試后發現石墨烯涂層對葉片的進氣邊前緣燒蝕有明顯的防護改善作用。

關鍵詞：石墨烯涂層；高壓渦輪葉片；燒蝕；防護

Keywords：grapheme-coating；high pressure turbine blade；ablation；prevention

1 研究背景

石墨烯是已知材料中強度和硬度最高的晶體材料，具有優異的力學、熱學、電學及光學性能等，將石墨烯與其他材料進行復合，可形成具備不同功能的石墨烯涂層材料。石墨烯涂層作為世界前沿的新技術研究材料，目前歐美國家已經應用于航空航天領域，但在我國多數還處于試驗研究階段，在工程化應用方面的研究仍不足，如何將石墨烯優異的性能有效融合進產品研發之中，是當前國內航空航天企業不懈追求的方向[1]。

某型航空發動機長期服役后，其高壓渦輪轉子葉片（以下簡稱高渦葉片）前緣易產生燒蝕故障，嚴重影響發動機的后續正常使用，引起客戶方強烈的關切與抱怨，客戶曾多次主動溝通希望技術方能對葉片燒蝕問題進行改善研究。基于此，針對高渦葉片燒蝕故障的分析、防護及修復等研究工作顯得尤為迫切與重要。產生高渦葉片燒蝕故障的發動機，通常都是在高粉塵的環境中服役，其典型特征為葉片葉身表面沉積著黃褐色的附著物層，并在葉片進氣邊前緣離葉尖10～25mm范圍內有明顯發黑的燒傷痕跡，使前緣表面形貌更顯粗糙（見圖1）。通過對高渦葉片進行解剖分析，可知葉身表面的附著物為（CaO-MgOAl2O3-SiO2）多相復雜玻璃相物質，簡稱CMAS[2，3]，這是由于空氣中的微塵（如冰晶、火山灰、大氣微粒等）吸入發動機，以及發動機前端磨屑等進入燃燒室中，導致富含CaO、MgO、Al2O3、SiO2等物質在焰流中熔融，并沉積在葉片高溫表面，使葉身表面發黃和變得粗糙，特別是在葉片前緣高溫處，CMAS層會使前緣表面更加粗糙并加劇葉片的燒蝕惡化。

通常，先進航空發動機高渦葉片是采用涂覆熱障涂層（TBCs）來進行燒蝕防護的，該涂層由底層MCrAlY和面層ZrO2（YSZ）組成。經研究發現，熱障涂層中的ZrO2（YSZ）組分不耐CMAS層的腐蝕[4]，其防護時間不能長久保持導致維護周期較短，不適宜本文所述高渦葉片的維護保養需求。通過調研發現，某石墨烯涂層在性能上可媲美現有的熱障涂層，并已遠遠超過抗氧化涂層，完全可用于高壓渦輪葉片的表面防護。本文將對該石墨烯隔熱涂層的應用進行簡單描述，旨在為行業內高渦葉片的防護及維修提供新的方法參考。

2 試驗材料與工藝

本研究以某發動機單晶高渦葉片為研究對象，所用石墨烯涂層為石墨烯基稀土復合漿料，是由石墨烯、稀土元素、無機粘結劑三部分混合組成。即將一定比例的石墨烯在相應的溫度環境下混合到由氧化鋯、氧化鋁、氧化硅等組成的粉體之中，再加入無機粘結劑所形成。石墨烯涂覆高渦葉片工藝為：葉片在涂覆前，首先進行清洗，用干凈汽油或其他除油溶劑進行浸泡并進行超聲波清洗，保證待涂葉身表面清潔，同時對非噴涂部位進行遮蔽防護，特別是葉身尾緣處的冷卻孔，應避免噴砂及雜物落入；噴砂所用的新砂應曬干，噴砂后用潔凈壓縮空氣清除表面灰塵和顆粒，在12h內必須進行石墨烯涂層噴涂工作，以防止葉片噴砂后表面氧化；將石墨烯涂層漿料調至合適噴涂的粘度，可用目測法進行檢查，即用木棒將涂層漿料攪均后挑起至20cm高處停下觀察，若漿料在短時間內連續流動不斷線，且在數秒后才斷流變成滴狀則可；將葉片裝入噴涂專用夾具上，夾具也需進行遮蔽防護，噴涂空氣壓力控制在0.3～0.5MPa間，若壓力過小會使涂層漿料霧化不良，表面形成麻點，壓力過大易導致流掛且噴霧過濃，既浪費漿料又影響操作；噴嘴與葉片的接觸距離以25～40cm為宜，噴槍以10～15m/min的速度均勻運作，噴涂時下一道要壓住上一道的1/3或1/4，這樣不易出現漏噴；石墨烯涂層只噴涂在葉片前緣部位，共噴涂3遍，每涂一層干燥時間為5～15min，或使用烘箱烘干，時間為3～5min，每層厚度約10μm；將噴涂好的葉片放入真空爐中進行燒結，工藝參數為溫度950±10℃、保溫5min、真空度10-5～ 10-6mmHg。

3 試驗結果與分析

3.1 服役高渦葉片表面形貌

高渦葉片在實際服役時，一方面受到高溫燃氣的沖刷與氧化，另一方面空氣中的粉塵在高溫燃氣的作用下產生液化，伴隨著氣流附著于葉身表面，形成黃褐色的CMAS附著物層，使其表面粗糙不均勻，且局部存在燒蝕現象。接近葉片榫頭部位的區域附著物層薄，表面粗糙度小，表面呈淺褐色；處于葉片高速截面部位的進氣邊區域附著物層厚，表面粗糙度大，燒蝕通常就發生在該區域。

圖2為服役高渦葉片的葉身表面組織形貌，圖中將表面組織劃分為四個區域。區域1是葉片在服役過程中產生的氧化膜和積垢，主要為CMAS附著物層；區域2是葉片原始的MCrAlY涂層；區域3是原始沉積態涂層在真空擴散過程中形成的互擴散區；區域4是葉片涂層與基體的互擴散所形成的二次反應區。區域2的厚度約為42μm，區域3和4的總厚度約為38μm。為確保不破壞高渦葉片原有的MCrAlY涂層，在對區域1進行噴砂去除后，在區域2的MCrAlY涂層表面直接進行石墨烯涂層的涂覆，對于直接去除區域1～4后再進行石墨烯涂層涂覆的工藝本文不作研究。

3.2 高渦葉片涂層形貌

圖3為高渦葉片前緣噴涂石墨烯涂層后情況。其表面呈深灰色，涂層致密且完整，肉眼未見雜質點、漏底、流墜、龜裂、氣泡及破裂等明顯缺陷。在掃描電鏡下對葉身的表面及截面進行觀察（見圖4），可知葉身表面組織致密，除灰色基體外，可見均勻分布的白色強化相，未見局部偏析及孔洞等特征。

由圖5可知，葉片截面石墨烯涂層厚度均勻，約為25～35μm，組織較為致密，未見分層及開裂特征，其間均勻分布有顆粒狀、塊狀的白色強化相。對葉片涂層表面的灰色基體相和白色強化相做能譜成分對比分析，其能譜譜線如圖6所示，在基體相中K、Ni含量較高，在強化相中Zr、Cr、O含量較高，由此推測強化相主要為ZrO2和Cr2O3。

3.3 高渦葉片涂層性能

對高渦葉片石墨烯涂層試樣進行顯微硬度檢查，試驗載荷為50g，載荷加載時間15s，結果見表1，其顯微維氏硬度平均值為542，滿足產品硬度HV0.05不小于450的要求。另外，對葉片石墨烯涂層按HB5476-1991《熱噴涂涂層結合強度試驗方法》進行拉伸強度測試，結果見表2，可知涂層平均拉伸強度為49MPa，已達到產品強度≥35MPa的要求。

按照高渦葉片涂層對抗熱震性能的要求，對石墨烯涂層進行1100℃±10℃/5min/水冷/60次的熱震考核試驗，結果如圖7所示。由圖可知，涂層每經30次熱震循環后，表面狀態變化不大，其致密性完好，總體保持原狀，未出現涂層起泡及剝落。表明涂層至少能承受60次的抗熱震循環考核，滿足相關要求。

為考察該石墨烯隔熱涂層在高溫條件下的抗氧化能力，按HB5258-2000《鋼及高溫合金的抗氧化性測定試驗方法》中的重量增加法對涂層進行抗氧化性測定試驗。試驗采用該高渦葉片單晶合金試樣，尺寸為30mm×10mm×1.5mm，表面噴涂0.02～0.05mm厚度的涂層，一共5個試樣，試樣條件為1100℃，每保溫25h進行一次出爐冷卻、稱重，試驗共進行275h，11個周期。試驗后5個試樣表面涂層完好，無脫落、開裂等嚴重外觀缺陷（見圖8），平均氧化速度為0.0598g/m2？h，抗氧化性能級別為完全抗氧化級。

按圖9所示的隔熱效果測量方法，將帶有石墨烯隔熱涂層和未帶石墨烯隔熱涂層的試驗件同時放入測定爐內，在冷卻氣沖刷條件下，兩試驗件的內壁溫度將不同，可通過兩試驗件內壁的溫度差ΔT來評定石墨烯隔熱涂層的隔熱效果。帶有石墨烯隔熱涂層和未帶石墨烯隔熱涂層的試樣共6件，分3組進行對比測量，試驗冷卻氣體流速為40±0.5m/s，冷卻氣體溫度為（60±5）℃，試驗溫度分別為900℃、1000℃、1100℃，測量結果如表3所示。由表可知，在900℃/1000℃/1100℃下隔熱ΔT溫差在40℃左右，已達到同級別熱障涂層的性能要求。

對石墨烯涂層進行熱導率測試，采用激光熱導儀，用脈沖激光瞬態熱流法測試兩個試樣的比熱，以及在不同溫度時的熱擴散系數，再結合公式計算出熱導率。熱導率λ與熱擴散系數α、密度ρ、比熱cρ的關系符合公式λ=α？ρ？cρ；2件石墨烯涂層試樣的熱導率測試值如表4所示，從室溫到高溫條件下石墨烯涂層的熱導率處于2.2～3.0W/m·K之間，這與同級別熱障涂層不大于1.5W/m·K的要求相差較大，從數據上也反映出石墨烯優異的導熱性能。

結合某鑄造高溫合金錠技術條件，對帶石墨烯涂層和未帶石墨烯涂層的試樣進行拉伸和持久性能測試，結果如表5、表6所示。從中可知涂覆石墨烯涂層對基材試樣的性能影響不大，而且所有試驗性能均已超過相關技術條件要求，表明石墨烯涂層試樣的拉伸性能完全可靠。

3.4 試車考核

將4件涂有石墨烯涂層的高渦葉片（發動機原裝）、4件未涂石墨烯涂層的高渦葉片（新品待裝）及其余未涂石墨烯涂層的高渦葉片（發動機原裝）一并裝于渦輪盤，其中帶有涂層的原裝葉片與未帶涂層的新品葉片按四點圓周均布的位置方向進行裝配（見圖10），未帶涂層的原裝高渦葉片按規程正常裝配，整個渦輪盤將隨其他部件作航空發動機整機裝配，以供地面臺架試車考核。根據相關考核要求，發動機整機試車時間應不低于300h，石墨烯涂層抗燒蝕情況應不弱于原裝新品葉片涂層。圖11所示為試車后各類高渦葉片的外觀形貌對比圖，從中可以清楚地發現，試車后帶石墨烯原裝葉片的前緣燒蝕程度較輕，未帶石墨烯原裝葉片的前緣燒蝕程度較深，而未帶石墨烯新品葉片的前緣燒蝕程度處于二者之間。該結果表明，服役后的高渦葉片在前緣涂覆石墨烯涂層后，具有明顯的抗高溫腐蝕作用，其效果甚至優于原裝新品葉片涂層，已嚴格滿足試車考核相關要求。

4 綜合分析

在通常使用中，高渦葉片表面會不斷地沉積CMAS層，當發動機出現燃油噴嘴霧化不良、燃燒不均勻，將產生富油燃燒使火焰后移，會造成高渦葉片前緣局部承受持續的超高溫作用，該作用將強烈引起CMAS的熔融，高溫環境及CMAS的腐蝕會嚴重加劇對葉片前緣原始MCrAlY涂層的破壞，使涂層局部產生溶解并形成燒蝕點，隨前緣處燃氣沖刷及熱應力的進一步影響，燒蝕點逐步擴大連成片區形成腐蝕脫落，最終使涂層失去對葉片基體的抗高溫氧化防護作用。通過去除CMAS層，在高渦葉片前緣涂覆石墨烯涂層，該涂層強化相主要含有ZrO2和Cr2O3，ZrO2、Cr2O3均會有效提升葉片的化學穩定性及抗氧化性。另外，涂層中的石墨烯成分本身具有優良的快速導熱性能，當葉片前緣有高溫熱量集中時，涂層特有的面結構會迅速將熱量分散平衡，使涂層表面無法形成局部高溫[5]，從而能有效降低葉片表層的熱腐蝕及熱應力，這對葉片的進氣邊燒蝕防護會有明顯的改善作用。

5 結論

對于使用后的高渦葉片，經吹砂去除前緣的CMAS層，通過燒結在前緣形成石墨烯涂層，該涂層的力學及熱學性能均滿足使用要求，長試考核表明石墨烯涂層對葉片的前緣燒蝕有良好的防護作用，所以石墨烯涂層在航空發動機渦輪葉片的工程應用上是可行的。

本文僅局限于對石墨烯涂層的工程應用情況作簡要闡述，未做更深的理論機制研究，若想將石墨烯涂層優異性能充分應用在航空發動機上，建議相關科研院所及高校與發動機企業進行廣泛交流和合作，以理論與實踐相輔相成，發揮各自的獨特優勢，就石墨烯涂層的制備工藝、組織表征及性能應用等方面開展深入研究。隨著我國科技創新能力的茁壯發展，相信石墨烯的逐步工程應用一定會推進我國航空發動機的自主能力建設[6]。

參考文獻

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