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。     

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。     

热障涂层在线/离线磷光温度测量技术研究进展

精确测量涡轮叶片表面热障涂层温度对航空发动机和地面燃气轮机设计和研制具有极其重要的意义。近年来,基于热像磷光材料磷光特性的热障传感涂层在线测温技术与热历史磷光涂层离线测温技术得到了迅猛发展。前者通过在线测量高温下磷光信号来获取实时温度信息,后者通过离线测量经高温服役后的磷光材料不可逆磷光信号变化来获取服役温度信息。这两项技术都适用于高温、高腐蚀环境下热障涂层非干涉、非接触式和高精度温度测量,具有广阔的应用前景。从热障涂层在线/离线测温原理与方法、磷光材料与制备及应用3个方面详细介绍了热障涂层在线/离线测温技术的研究现状与技术特点,并对这两种技术的发展进行了展望。     

涡轮叶片多层结构热障涂层隔热效果分析

为了获得叶栅流场作用下涡轮叶片热障涂层隔热性能,建立了带多层结构热障涂层的高压涡轮导叶模型,采用热流耦合方法计算热障涂层系统温度场,对叶片不同部位的涂层隔热效果,以及厚度和主流进口温度对隔热效果的影响进行研究。结果表明:涂层实际隔热效果在叶片吸力面最好,在尾部最差,在压力面沿顺流方向渐好。虽然涂层表面温度不同,但涂层内部的温降幅度与涂层表面温度的相关性不大,在吸力面涂层内部的温度降幅斜率最大,在尾部最小。隔热面层厚度每增加0.1 mm使合金平均温度约降低30℃。涂层隔热效果对主流进口温度较敏感,主流进口温度的变化与基底合金温降指标变化呈线性关系。     

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。     

敷设热障涂层气冷叶片温度分布数值研究

针对一种内冷通道射流腔交替布置在压力面和吸力面的叶片冷却结构,利用FLUENT软件对敷设热障涂层的气冷叶片温度分布进行了三维共轭传热计算,分析了热障涂层厚度对叶片金属基体表面温降水平的影响,同时对比了有/无考虑燃气与叶片表面辐射换热的叶片表面温度分布差异.研究结果表明:在叶栅通道燃气流进口总温为1600K、冷却气流进口总温为700K的条件下,当冷却气流与主流流量之比约为7.47%、热障涂层厚度为0.2mm时,该叶片冷却结构的最高温度可以控制在1100K以内;在假设热障涂层表面发射率与金属壁面发射率相同的前提下,厚度0.15~0.35mm的热障涂层可获得的最大降温大约在80~180K范围内;考虑/不考虑辐射换热的叶片表面最大温差可以达到60K.      

预热温度对热障涂层表面裂纹形成的影响

先进航空发动机与燃气轮机热端部件的服役温度不断提高，对热障涂层性能提出了越来越高的要求。在涂层中引入一定密度的周期分布表面裂纹，可以同时提升其隔热性能和服役寿命，是一种极具潜力的先进热障涂层技术。然而，目前关于这种涂层中表面裂纹形成的力学机制研究尚不充分。以等离子喷涂热障涂层表面裂纹的形成过程为对象，发展了考虑热应力的多层结构剪切滞后模型，推导了表面裂纹形成前陶瓷层内应力场与位移场的解析解，获得了不同预热温度下陶瓷层内平均应力、平均应变能密度及总应变能随涂层厚度的演变规律，发现：在表面裂纹形成前，陶瓷层内平均应力和平均应变能密度不随其厚度改变，而总应变能随其厚度线性增大，这说明陶瓷层内总应变能是衡量能否在涂层中形成表面裂纹的关键参量；在其他喷涂参数不变的情况下，预热温度越高，表面裂纹越容易形成。本文阐明了预热温度对表面裂纹形成的影响，为实现高热障和高应变容限热障涂层的可控制备提供了理论指导。     

热老化对热障涂层界面力学性能影响及数值计算

针对热生长氧化物（TGO）对热障涂层系统寿命的影响问题,利用大气等离子喷涂（APS）制备氧化钇稳定氧化锆（YSZ）热障涂层,在1 100℃条件下,对热障涂层进行不同时间的热老化试验。采用扫描电镜（SEM）观察并分析涂层的微观形貌,并利用界面压痕法及Almen基片弯曲法分别测量其界面断裂韧性及涂层内部应力,系统研究了TGO对涂层性能的影响规律。与此同时,利用动态热力耦合扩展逐层/实体元（TM-XLW/SE）方法对该问题进行了数值研究,采用扩展逐层方法模拟陶瓷层（TC）/TGO和粘结层（BC）/TGO之间的行为,采用八节点实体单元来构建合金基体,根据热障涂层和基体连接区域的位移、温度协调和内力平衡条件,将热障涂层和基体相互耦合,分析了在热老化作用下TGO厚度演变对热障涂层力学性能的影响规律,将数值结果与试验结论进行了对比分析,为热障涂层失效分析提供更进一步的支撑和佐证。     

热障涂层在涡轮叶片应用中的热防护有效性

建立了含热障涂层的涡轮叶片简化传热模型,通过理论推导建立了热障涂层的有效性判据,并基于此进行了热防护有效性分析。理论分析与数值实验表明:由热障涂层带来的复合传热表面传热系数的变化会显著影响热障涂层的热防护效果；在发动机典型工况下,对于处于高温区的高压涡轮叶片前缘处,热障涂层引起的复合传热表面传热系数变化率最大值的范围为1.25%~10.83%以满足热防护有效性要求。在工程中应特别注意由于热障涂层的应用带来的复合传热表面传热系数的变化,否则会导致热防护失效,甚至产生反效果。      

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。     

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。     

热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用

本文分析了热障涂层(TBCs)技术应用于发动机涡轮叶片上的必要性,介绍了热障涂层在国外发动机涡轮叶片上的应用情况及国内的发展状况,同时还比较了等离子喷涂和电子束物理气相沉积两种主要制备方法的优缺点,最后展望了热障涂层的应用前景.     

基于云纹干涉与钻孔法的等离子热障涂层残余应力实验研究

应用云纹干涉法与钻孔法结合的光测力学实验方法,研究了等离子热障涂层基体材料镍基高温合金DZ125的残余应力。通过实验和计算获得了等离子喷涂工艺下基体DZ125的残余变形场、残余应变场和残余应力,并描述了其主要特征。结果表明,采用云纹干涉法与钻孔法结合测定热障涂层残余应力具有全场测量和高灵敏度等优点,这对于采用光学手段研究热障涂层残余应力有着积极的意义。     

基于显微组织演变的涡轮叶片损伤分析

涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机重要的热端部件,在复杂温度场、应力场及氧化腐蚀等环境下工作,面临多种损伤失效风险。为了阐明涡轮叶片涂层损伤模式,总结了现阶段涡轮叶片涂层工艺、特点及其显微组织构成。在结合叶片材料热力耦合试验中相的演变规律研究成果基础上,对服役不同时间和类型的涡轮叶片基体和涂层系统的显微组织进行分析,并与原始组织对比;确定了各种服役组织损伤形式,主要包括涂层系统退化、原始缺陷导致的裂纹扩展、过热损伤及γ′相的退化等;初步给出了涡轮叶片损伤机理和服役环境评估,提出后期涡轮叶片工程化应开展的研究工作和注意事项,从而实现由服役叶片失效后分析向使用前预防的转变,完善涡轮叶片正向设计体系。     

热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用

热障涂层是提高航空发动机涡轮叶片工作温度的有效途径之一。根据某型发动机高压涡轮工作叶片、导向器叶片的结构特点和各种涂层制备技术的优缺点,制定了工作叶片和导向叶片表面底层、面层和内腔的涂层制备方案。对工作叶片、导向器叶片材料试样表面涂层的性能开展一系列测试试验。结果表明:涂层性能满足要求,涂层制备方案合理可行;对工作叶片、导向器叶片内表面涂层的厚度,气膜孔径的影响以及质量增加情况进行测量分析,结果均满足设计要求,表明涂层制备工艺合理可行。     

热障涂层应力与失效机理若干关键问题的研究进展与评述

综述了热障涂层应力数值模拟类研究的现状。在此基础上,总结归纳了数值模拟类研究的三个关键性问题:热生长氧化物、材料非线性特性、涂层应力状态与失效机理的内在联系。分别探讨了热生长氧化物的生成对于涂层系统内部应力以及失效模式的影响;涂层蠕变特性对于涂层系统内应力的缓解机制;对比分析了APS/EB-PVD两种不同制备方法所制备的热障涂层的失效模式,总结归纳了涂层系统应力状态与其失效机理的内在联系。最后,探讨了当前传统8YSZ热障涂层的发展瓶颈,明确了未来热障涂层的发展将落在探索新型低热导率隔热材料、探索合理的热障涂层体系两个方面。着重介绍了新型双陶瓷层热障涂层,总结了双陶瓷层热障涂层几个重要的研究问题。对于研究新型热障涂层的应力状态及其失效行为、优化涂层结构,有限元数值模拟仍是一种重要的研究手段。     

TC11钛合金棒材和锻件的室温设计许用值计算

针对中-长寿命阶段热障涂层寿命预测精度与TGO(热生长氧化层)厚度测量方法分散性大和可执行性差的特点,基于数字图像处理(DIP)技术开发了一款用图形用户界面(GUI)程序,可以批量以及数字化地处理TGO层的形貌特征并且计算其厚度,满足航空发动机涂层结构件,如涡轮叶片热障涂层结构的更高精度和合理化的分析要求。通过和直接测量方法的结果对比表明:所发展的DIP方法避免了直接测量过程中的人为因素引进的分析误差因此更加合理。通过敏感性分析发现,热障涂层寿命对中-长寿命阶段时TGO厚度的变化敏感性极大,因此引进合理的TGO厚度量化技术可以提高该寿命阶段的涂层寿命预测精度,采用DIP技术得到的TGO厚度演化方程中的强化指数稳定在0.3,优于直接测量的数值(0.25~0.35)。     

高温氧化对EB-PVD热障涂层内部应力场分布影响的数值模拟

针对电子束物理气相沉积(EB-PVD)热障涂层(TBCs)复杂结构的特点,选用Walker黏塑性本构模型实现对其高温力学行为的准确描述.选择具有叶片曲率特征的圆管试样,并借鉴实际发动机载荷特征进行数值分析.重点考虑EB-PVD热障涂层界面的形状以及热生长氧化层(TGO)厚度变化对应力场的影响.计算结果表明,直线型界面对EB-PVD热障涂层结构的应力场改变不大,而余弦界面对EB-PVD热障涂层的应力场改变的幅度可达2倍之多;热生长氧化层的出现导致陶瓷层界面处的应力绝对值增加;无论是循环至最高温度1 050℃还是冷却到100℃时,界面波谷始终受径向压应力,此处不易形成损伤,而波峰处的应力比较大,且其应力状态是损伤容易形成的部位,可以认为是陶瓷层失效与破坏的危险点.     

航空发动机热障涂层导电性能研究

传统的航空发动机热障涂层主要关注点是其热绝缘特性及可靠性的研究,并且已经形成了一整套基于YSZ的热障涂层技术,但是缺乏热障涂层高温导电性能的研究。另一方面,基于对航空发动机智能化的要求,需要在涡轮叶片表面制造电学器件(传感器),所以有必要对航空发动机热障涂层的电学性能进行相关的研究。研究了YSZ热障涂层在高温下的电学性能,提出了能提高其高温电绝缘性能的技术方法:可以对YSZ热障涂层喷涂配方进行改良。试验证明,在涂层中加入一定含量的氧化铝可以把热障涂层的高温电绝缘性能提高4个量级,可以满足在涡轮叶片热障涂层之上制作微传感器的实际工程需要。此外,利用计算机仿真技术对高温环境下的热障涂层复合结构进行了电学性能的综合分析,分析的结果证明,在传感器/热障涂层/涡轮叶片基底的复合结构当中,热障涂层表面的传感器电流的高温特性是各层材料的导电性、传感器与热障涂层的结构与尺寸的综合函数。     

“热障涂层”主题征稿

选题背景现代航空发动机提高涡轮前进气温度,除了采用单晶高温合金,双层壁冷却技术、气膜冷却等冷却技术之外,还有一个重要技术就是热障涂层。热障涂层可以显著降低涡轮叶片的表面温度,大幅度延长叶片的工作寿命,提高发动机的推力和效率,因此热障涂层与叶片冷却设计技术、单晶高温合金材料技术并列,是先进航空发动机叶片的三大核心技术之一。