梯度热障涂层的设计和性能与失效研究

介绍了梯度热障涂层的表层、底层及梯度过渡层材料的选用和设计原则,对梯度热障涂层的抗热震性能、抗氧化性能和力学性能的研究成果作了综述，探讨了梯度热障涂层的失效机理，并指出了需进一步研究的问题。     

粘结层表面预处理对EB-PVD热障涂层循环氧化的影响

研究了在Ni3Al基高温合金基底上采用阴极电弧镀方法制备NiCoCrAlYHf粘结层、电子束物理气相沉积(EB PVD)方法制备Y2O3 ZrO2陶瓷层的热障涂层(TBCs)在1150～30℃之间的热循环氧化行为。通过对热循环过程中热障涂层界面韧性的测试和氧化行为的研究,分析了粘结层表面预处理工艺(喷丸和吹砂)对热障涂层使用寿命的影响。由于喷丸和吹砂会降低热障涂层的界面韧性,同时又促进了热生长氧化物(TGO)的生长,这些预处理工艺不利于提高热障涂层的寿命。     

带热障涂层单晶合金叶片模拟热冲击服役环境试验研究

对带热障涂层的单晶涡轮叶片进行模拟服役环境热冲击循环试验,并采用光学显微镜、扫描电镜对试验后的热障涂层进行分析。结果表明:带热障涂层单晶涡轮叶片经过42次热冲击循环后,叶片前缘气膜孔附近的涂层首先出现脱落;经过71次热冲击循环后,叶片前缘附近涂层脱落的面积明显增大。微观结构分析表明,热冲击环境下叶片前缘位置热生长氧化物(TGO)厚度比其他涂层未脱落位置的厚1.0～2.0μm。金属基底与粘结层之间有明显的扩散现象,其中Al、Cr元素从含量较高的粘结层向基底扩散,在叶片前缘扩散深度约为5.0μm,在其他位置扩散较少。叶片前缘位置TGO的生长速度明显快于其他位置,这导致前缘位置热障涂层承受的循环热应力更大。气膜孔边热应力较大是涂层脱落的主要原因,孔边涂层微观结构不规则加速了热障涂层的脱落掉块。单晶合金叶片热障涂层在模拟热冲击服役环境中失效剥落的过程,对研究其损伤评价和寿命评估具有重要作用。     

航空发动机涡轮叶片热障涂层应用的关键技术和问题

热障涂层是提高涡轮叶片可靠性和服役寿命的关键技术。从热障涂层的粘结层与涡轮叶片高温合金基体的匹配性、CMAS(一种基于CaO、MgO、Al2O3和Si O2等多种氧化物构成的环境沉积物)形成及其对热障涂层的损伤和相应的防护、叶片热障涂层厚度分布的过程控制、热障涂层制备过程中气膜孔缩孔、热障涂层的在线无损检测及涂层返修以满足涡轮叶片全寿命周期需求等方面论述了航空发动机涡轮叶片热障涂层工程应用技术和需要解决的实际问题。     

航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术研究及应用

介绍了航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术的研究和应用情况，对热障涂层黏结层和陶瓷层的材料、制备、应 用及主要失效原因等4个方面的现状和发展趋势进行了综述。详细介绍了应用广泛的黏结层材料MCrAlY以及近几年新兴的 PtAl；包括多元稀土氧化物掺杂ZrO2、萤石结构化合物、稀土锆酸盐等的陶瓷层材料；目前广泛用于生产的等离子喷涂、电子束物 理气相沉积等制备技术；着重介绍了热障涂层在中国的应用情况。主要从TGO和CMAS 2方面对热障涂层的失效原因分别进行 了分析。简要论述了涡轮叶片热障涂层研究未来将向着1300 ℃以上超高温陶瓷层、1200 ℃以上抗氧化并与先进单晶高温合金界 面匹配良好的金属黏结层、长寿命且抗CMAS性能良好的方向发展。     

表面处理对热障涂层界面微结构的影响

采用真空电弧离子镀技术在单晶高温合金DD32上制备HY5金属粘结层,通过振动光饰、吹砂2种不同的表面处理方法改变粘结层表面状态,再在粘结层表面利用电子束物理气相沉积技术制备陶瓷层。研究了不同处理方法对粘结层表面状态的影响;测试了不同表面处理方法下制备的热障涂层的高温氧化性能并对比分析了它们的变化规律。此外,探讨了不同表面处理方法对界面元素成分及失效特征的影响。研究结果表明,通过表面处理可以去除粘结层表面较大的凸起,提高表面平整度,提高热障涂层抗氧化性能。与粗糙界面相比,光滑界面形成的TGO层均匀致密,Al含量高。经长时间的高温氧化后,粗糙界面的TGO层出现明显皱曲现象,陶瓷层开裂剥落。     

再生冷却推力室热障涂层系统的热结构分析

为了设计和优化适用于液体火箭发动机推力室的热障涂层,应用ANSYS的热-结构分析功能,对再生冷却推力室-热障涂层系统进行了热结构有限元分析,得到在不同涂层覆盖下,推力室壁中的温度场和应变场,并通过对热障涂层中应变场的分析,研究不同涂层发生分层剥落的关键位置以及主要驱动力。结果表明,陶瓷层厚度较大的YSZ+Ni Cr Al Y涂层拥有更优异的性能,使推力室壁在热试阶段的最大应变量减少约36.1%;工作循环中,涂层与推力室壁的接触面上会产生较大的应变量,最终有可能导致涂层剥落失效;粘结层能缓解涂层与推力室壁间的热膨胀系数不匹配,使陶瓷层在热试阶段的最大应变量减少约80%。     

工艺动态

热障涂层的有孔薄膜热障涂层 (ＴＢＣｓ)是涂覆在表面防止高温的低导热性材料层 ,它可保护涡轮发动机部件免受高温损坏。在涡轮发动机中 ,增加了工作温度就增加了燃料效率 ,减少了散热。发动机关键部件通常在额定熔化温度以上运转 ,这些零件由于热疲劳或氧化作用而损坏成为主要问题 ,除非采用降低表面温度的方法。ＴＢＣｓ的作用是 :用低导热性材料薄膜喷涂敏感部件 ,有效地与高温隔离。新的热障涂层方法是对热障涂层的部件沉积薄膜。采用控制底材运动 ,以另一种形式真空沉积有孔层和表层 ,形成新的多层薄膜结构。用 3Ω和Ｍｉｒａｇｅ技术…     

交流阻抗谱法评价热障涂层的热腐蚀行为(英文)

本文利用交流阻抗这种无损检测的方法研究了热障涂层在质量分数为25%NaCl+75%Na2SO4混合盐体系中的热腐蚀行为。实验结果显示,热腐蚀条件下,在陶瓷层和粘结层界面处形成TGO层为混合氧化物层,成分为Cr2O3、(Ni,Co)(Cr,Al)2O4和NiO,其厚度增长符合抛物线规律。热障涂层在110个循环腐蚀之前时,TGO层的电阻值随其厚度的增加而增加;110个循环后,虽然TGO层的厚度还是在增加,但由于TGO层孔隙的增多而导致其电阻值有所下降。陶瓷层的电阻值随着陶瓷层中裂纹的萌生和扩展而不断增大。等效电路中得到的参数可以用来表征热障涂层的失效行为。     

高红外反射率稀土氧化物掺杂YSZ/YSZ多层结构热障涂层

由于先进航空发动机工作温度的不断提升,迫切需要提高热障涂层的隔热效果和工作温度。本工作设计并制备一种新型的稀土氧化物掺杂YSZ/YSZ多层结构热障涂层,对涂层的微观组织、热导率及红外热反射率进行表征,研究稀土氧化物掺杂多层结构热障涂层材料微观结构对涂层相结构、热导率及红外热反射率的影响。结果表明:多层结构涂层表现为(200)择优取向,层数增多有助于降低涂层的热导率并提高其热反射率;具有200个亚层的等厚比多层涂层的热导率为1.1~1.16 W/m·K,比普通的单层YSZ下降了11%,红外热反射率可达48%~55%。     

大功率EB-PVD陶瓷热障涂层的研究与应用

 陶瓷热障涂层用于涡轮发动机的热端部件可显著提高其使用温度,延长部件的使用寿命,并提高发动机的效率。介绍了制备陶瓷热障涂层的电子束物理气相沉积技术。分析了热障涂层的剥落失效机理,同时对热障涂层的隔热效果的研究也进行了介绍。     

Failure of EB-PVD Thermal Barrier Coatings Subjected to Thermo-Mechanical Loading

Thermal barrier coatings (TBCs) were developed to protect metallic blades and vanes working in turbo-engines. The two-layered structure TBCs, consisting of NiCoCrAlY bond coat and yttria stabilized zirconia (YSZ), were deposited on a cylinder of superalloy substrate by the electron beam-physical vapor deposition (EB-PVD). The failure mechanism of the TBCs was investigated with a thermo-mechanical fatigue testing system under the service condition similar to that for turbine blades. Non-destructive evaluation of the coated specimens was conducted through the impedance spectroscopy. It is found that the crack initiation mainly takes place on the top coat at the edge of the heated zones.     

等离子喷涂LaTi2Al9O19热障涂层的微观组织结构及热物理性能

 第一代热障涂层(TBCs)由氧化钇部分稳定的氧化锆(YSZ)陶瓷隔热层和金属粘结层组成,该涂层长期使用温度低于1 200℃。随着先进航空发动机向着高推重比发展,迫切要求发展新一代超高温、高隔热热障涂层材料。LaTi₂Al₉O₁₉(LTA)在1 500℃长期保持相稳定,是一种非常有前景的超高温热障涂层候选材料。本文采用大气等离子喷涂(APS)制备了LTA涂层,研究了喷涂工艺对涂层微观组织结构和热物理性能的影响。结果表明沉积态涂层中含少量的非晶态,在860℃和1 130℃出现晶化峰。等离子喷涂过程中La₂O₃挥发量较多,导致沉积态涂层中La元素与原始粉末相比含量偏低,而其他组分的化学成分随喷涂功率变化不大。LTA涂层的热扩散系数在1 400℃下为0.3~0.4 mm²·s^-1,热导率为1.1~1.6 W·m^-1·K^-1。1 050℃经过20小时热处理后,得到晶化的涂层在晶化温度范围内的热扩散系数和热导率值均增大。随着喷涂功率减小,涂层孔隙率增加,热导率减小。     

基体曲率对热障涂层结合强度影响的无损检测研究

 针对复杂型面航空发动机涡轮叶片表面热障涂层(TBCs)的失效问题,采用交流阻抗谱(IS)法和洛氏硬度(RH)压痕法对比研究了制备在平板基体和曲率基体上,热障涂层在热循环过程中微观结构和界面结合强度的演变规律。交流阻抗谱法的结果表明:两种涂层试样的热生长氧化(TGO)层厚度及陶瓷层内裂纹数量均随着热循环时间增加而增长,但曲率试样的微观结构恶化速度更快;洛氏硬度压痕法的结果验证了经热循环后,曲率基体上热障涂层界面结合强度低于平板样品。     

Effects of Shot Peening Process on Thermal Cycling Lifetime of TBCs Prepared by EB-PVD

Conventional two-layered thermal barrier coatings (TBCs) are prepared by electron beam physical vapor deposition (EB-PVD) with ZrO2-8 wt% Y2O3 (8YSZ) as top coat and CoCrAlY as bond coat on disk-shaped Ni based super-alloy. In this paper, three kinds of shot peening process with different lengths of operating time were adopted for bond coating. As a result, changes took place in its sur- face roughness and the surface micro-hardness. A thermal cycling test at 1 273 K×55 min and another at room temperature for 5 min were performed to study the effects of shot peening process on the thermal cycling lifetime of TBCs. It is found that a moderate shot peening process will be able to prolong the life time. The oxidation dynamic of the as-processed TBCs basically accords with the para- bolic rule, and the oxidation test also attests to the spallation between YSZ and thermal growth oxide (TGO) responsible mainly for the failure of TBCs.     

电子束物理气相沉积热障涂层寿命预测模型

为了准确预测热障涂层（TBCs）的剥落寿命，把涂层使用过程中所存在的潜在危险减到最低，建立精确的热障涂层寿命预测模型具有十分重要意义。本文介绍了一种电子束物理气相沉积（EB-PVD）技术制备的热障涂层的寿命预测模型。该模型是通过对EB-PVD热障涂层陶瓷的物理和力学性能、结合强度的测定，热生长氧化层（TGO）生长动力学的研究以及热循环剥落寿命数据的定量研究而建立的一个TBCs系统的非线性寿命预测模型。从涂层实际寿命与模型预测寿命对比发现，该模型预测的涂层寿命与涂层的实际寿命相吻合。     

Hot Corrosion Behavior of Double-ceramic-layer LaTi2 Al9O19/YSZ Thermal Barrier Coatings

LaTi 2 Al 9 O 19 (LTA) exhibits promising potential as a new kind of thermal barrier coating (TBC) material, due to its excellent high-temperature capability and low thermal conductivity. In this paper, LTA/yttria stabilized zirconia (YSZ) TBCs are produced by atmospheric plasma spraying. Hot corrosion behavior and the related failure mechanism of the coating are investigated. Decomposition of LTA does not occur even after 1 458 hot corrosion cycles at 1 373 K, revealing good chemical stability in molten salt of Na 2 SO 4 and NaCl. However, the molten salt infiltrates to the bond coat, causing dissolving of the thermally grown oxide (TGO) in the molten salt and hot corrosion of the bond coat. As a result, cracking of the TBC occurs within the oxide layer. In conclusion, the ceramic materials LTA and YSZ reveal good chemical stability in molten salts of Na 2 SO 4 and NaCl, and the bond coat plays a significant role in providing protection for the component against hot corrosion in the LTA/YSZ TBCs. LTA exhibits very promising potential as a novel TBC material.     

涡轮叶片热障涂层三维成像研究进展

热障涂层是涡轮叶片高温防护关键技术,具有典型的层状结构特征,且热障涂层服役过程中高温氧化产生热生长氧化物结构,迫切需要利用三维成像方法无损探知热障涂层内部结构。由于计算机断层成像技术能提供三维立体图像,准确再现物体内部三维结构,是热障涂层层状结构最佳分析手段之一,在热障涂层喷涂质量评价和高温氧化监测方面具有很好的前景。重点介绍了国内外在热障涂层微米CT成像、同步辐射CT成像、聚焦离子束–扫描电镜(FIB–SEM)三维成像及热应力有限元仿真方面的进展。最后指出了热障涂层无损检测可能的发展方向。     

涡轮叶片热障涂层在CMAS 环境下的失效分析

对于多台份某型发动机在试车后出现的带热障涂层涡轮叶片表面附着较多环境沉积物CMAS进而导致热障涂层脱落 失效的故障,通过宏观形貌观察、化学成分分析、微观结构分析等方法对CMAS分布规律、成分特征和失效模式进行了分析。结果 表明：CMAS沉积物在叶盆面较厚、叶背面较薄,靠近缘板处较厚、叶身中部位置较薄,进气边较厚、排气边较薄;厚度较薄处的附 着物颗粒细小、分布均匀,较厚处的附着物结构较疏松,大多呈块状不均匀分布;涡轮叶片热障涂层表面沉积物及气膜孔堵塞物的 成分以CMAS为主,同时还有中低温部件碰摩磨屑生成的Fe2O3、TiO2和NiO;由CMAS腐蚀引发的热障涂层失效模式主要有气膜孔 堵塞引发周围涂层烧结失效、涂层表面和内部应力失配、陶瓷层柱状晶被冲击撞断以及8YSZ热障涂层被溶解。