航空發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層應用的關鍵技術和問題

（中國航發(fā)沈陽黎明航空發(fā)動機有限責任公司，沈陽 110043）

渦輪葉片是航空發(fā)動機核心零部件，它一直處于高溫、高壓、高速的燃氣腐蝕工作環(huán)境中，承受著離心力、氣動力、溫度應力等循環(huán)交變載荷與動載荷作用，服役環(huán)境非常惡劣[1]。為了滿足渦輪葉片長壽命和高可靠性需求，高性能航空發(fā)動機渦輪葉片表面無一例外地施加熱障涂層[2-5]。熱障涂層一般由抗氧化腐蝕性能良好的金屬粘結底層和導熱系數(shù)較低的陶瓷面層組成，具有降低葉片表面溫度、提高葉片抗高溫氧化腐蝕能力、延長服役壽命、降低發(fā)動機油耗等優(yōu)點，是與先進高溫結構材料技術、高效冷卻技術并重的渦輪葉片3大關鍵技術之一[6-8]。

熱障涂層的制備可以通過多種途徑實現(xiàn)。但從熱障涂層技術的發(fā)展歷史及其應用來看，涂層的制備技術以大氣等離子噴涂（APS）和電子束物理氣相沉積（EB-PVD）兩種為主[3]。不同方法制備的熱障涂層具有不同的微觀組織結構和性能特點。APS工藝制備的熱障涂層呈典型的片層狀結構，熱導率較低，隔熱效果好，但其表面粗糙度高，噴涂過程中容易導致葉身氣膜孔堵塞，涂層抗沖蝕性能差，應變?nèi)菹薜汀B-PVD工藝制備的熱障涂層呈典型的柱狀晶結構，具有較高的應變?nèi)菹藓涂箾_蝕性能。國外熱障涂層工程化應用研究單位主要有德國ALD公司，烏克蘭巴頓焊接研究所國際電子束技術中心（ICEBT），俄羅斯彼爾姆發(fā)動機廠（Perm Engine），美國 Praxair、Chromalloy、Pratt & Whitney Aircraft、General Electric Aircraft Engine公司，瑞士Oerliken Metco公司和法國Ceramic Coating Center公司（Snecma和MTU合資公司）。表1列舉了GE和PW公司熱障涂層應用的典型案例[9]。

從表1可以看出，不同航空發(fā)動機廠家選擇的涂層材料、制備工藝有所不同。渦輪葉片結構復雜，工作環(huán)境惡劣，本文嘗試從金屬粘結層和高溫合金基體的匹配性、陶瓷面層和環(huán)境的匹配性、制備過程工藝性，以及服役過程中涂層出現(xiàn)剝落問題后如何返修以滿足渦輪葉片全壽命周期需求等方面闡述航空發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層應用進展。

金屬粘結層和高溫合金基體的匹配性

金屬粘結層作為陶瓷面層和高溫合金基體之間的過渡層，其作用主要有兩個：一是降低陶瓷面層和高溫合金基體之間由于熱膨脹系數(shù)不匹配所引起的熱應力；二是提高整個熱障涂層體系的抗氧化腐蝕性能（YSZ陶瓷面層是氧離子導體，且多為多孔或柱狀晶結構，這些結構會成為腐蝕介質的快速擴散通道，加劇高溫合金基體的腐蝕）。粘結層的成分設計對熱循環(huán)過程中氧化物的生長速度、成分、與基體的結合力等有決定性的作用，并且粘結層材料應能與高溫合金基體形成良好的界面擴散阻力，以避免在服役過程中出現(xiàn)基體和粘結層性能的退化。

目前較為常用的粘結層有MCrAlY（M 為 Ni、Co或 Ni+Co）涂層和（Ni，Pt）Al涂層。（Ni，Pt）Al涂層表面形成的氧化物較為平整，界面結合力好，但涂層成分受基體化學成分和微觀結構限制，成分不容易按照要求控制，涂層對基體合金的力學性能影響較大。MCrAlY涂層作為可控組分涂層，可以通過調控涂層成分實現(xiàn)抗氧化型和抗熱腐蝕型，從而滿足不同的工作環(huán)境和不同基體合金的需要。

隨著渦輪前燃氣溫度的提高，單晶高溫合金中C含量的減少和Re含量的增加，合金基體和涂層之間的互擴散問題越來越嚴重，如圖1[10]所示。為了提高涂層體系的界面穩(wěn)定性，國內(nèi)外發(fā)展了高溫合金納米晶涂層[11-15]、擴散障涂層[16-18]和相平衡涂層[19-22]，在保持良好抗高溫氧化腐蝕性能的同時，有效地解決了涂層/合金基體界面互擴散的問題。

陶瓷面層和環(huán)境的匹配性

近年來，隨著渦輪前燃氣溫度的不斷提升，CMAS附著在熱障涂層表面，并在高溫環(huán)境下熔融、滲入涂層內(nèi)部，成為影響先進航空發(fā)動機熱障涂層壽命的關鍵因素[23-25]。

CMAS是由于大氣中的灰塵、砂石、火山灰及飛機跑道磨屑等顆粒被吸入航空發(fā)動機高溫燃氣流道內(nèi)（如燃燒室、渦輪葉片等零部件），在發(fā)動機循環(huán)的峰值溫度（如起飛或降落）時，這些物質形成玻璃態(tài)熔融沉積物。CMAS熔體與涂層材料潤濕性能良好，它會沿陶瓷層的微裂紋、孔洞等逐漸滲入涂層內(nèi)部，填充陶瓷層中的空隙，降低陶瓷層的斷裂韌性，并且誘發(fā)循環(huán)氧化過程中的裂紋萌生。尤其是對于電子束物理氣相沉積制備的熱障涂層，由于CMAS的滲入，破壞了熱障涂層原有的柱狀晶結構，降低了涂層的應變?nèi)菹蕖?/p>

表1 渦輪葉片熱障涂層應用情況

圖1 NiPtAl涂層/MC544合金在1050℃經(jīng)199h時效后，在二次反應區(qū)發(fā)生開裂失效Fig.1 Cracking failure in a secondary reaction zone in NiPtAl coating/MC544 alloy following an aging treatment at 1050℃ for 199 hours

國內(nèi)外針對CMAS的防護進行了大量的研究[26-29]，主要有以下幾個方面：一是阻止CMAS熔化后的滲入（在表層的粘附往往有滲透的現(xiàn)象，可以形成致密層，阻止CMAS的滲入）；二是阻止?jié)B入后引起的氧化鋯晶型轉變（一些促進形核的物質，或者使CMAS產(chǎn)生結晶，如產(chǎn)生氧化鋁晶體和尖晶石相，不再滲透等）；三是阻止在陶瓷層的上部（滲入?yún)^(qū)域）產(chǎn)生壓縮、致密層效果（極易產(chǎn)生很大的應力和熱不匹配，是引起失效剝落的主要因素之一）等。美國Pratt & Whitney Aircraft公司通過對比傳統(tǒng)YSZ熱障涂層與新型PWA 36309GdxZr1-xO2-x/2熱障涂層在X47的試車結果表明，新型GdxZr1-xO2-x/2熱障涂層具有良好的抗CMAS腐蝕性能[29]（見圖3）。

圖2 渦輪葉片熱障涂層表面CMAS沉積形貌Fig.2 Surface and cross-sectional morphologies of CMAS deposited on the thermal barrier coating of an turbine blade

圖3 傳統(tǒng)YSZ熱障涂層與GdxZr1-xO2-x/2熱障涂層試車后對比Fig.3 Comparison between the traditional YSZ and a GdxZr1-xO2-x/2 thermal barrier coating following a test run

熱障涂層制備過程工藝性

1 涂層厚度分布

涂層厚度分布與渦輪葉片的服役工況息息相關。考慮到渦輪葉片氣動性能、內(nèi)外部換熱及強度等因素，某些渦輪葉片表面需局部涂敷熱障涂層（見圖4），需設計制造專用的局部涂敷夾具。對于某些葉片其表面需全部涂敷熱障涂層，需采用公轉結合自轉及專用涂敷夾具（見圖5）以實現(xiàn)涂層厚度的相對均勻分布。

APS和EB-PVD工藝具有直線效應，對于多聯(lián)體葉片來說，涂層厚度均勻性無法保證。為了克服這個缺點，人們開發(fā)了PS-PVD技術，如圖6[30]所示。PS-PVD工作壓力為50～200Pa，等離子焰流長度大于2m，直徑增加到200～400mm。等離子射流區(qū)域的延長使得射流橫截面處顆粒濃度以及溫度分布相同，從而有利于噴涂離子的加速和加熱，提高噴涂離子的潤濕程度，最終實現(xiàn)在幾何形狀復雜的工件表面獲得均勻涂層，兼具EB-PVD和APS工藝的優(yōu)點。

圖4 局部熱障涂層導向葉片宏觀形貌Fig.4 Local macroscopic morphology of a vane component deposited with a thermal barrier coating

圖5 專用涂敷夾具Fig.5 Customized masking fixtures

2 氣膜孔縮孔

渦輪葉片涂敷熱障涂層過程中，涂層不可避免地沉積在氣膜孔內(nèi)表面，導致氣膜孔孔徑減小，如圖7所示。由于氣膜孔孔徑大?。M截面積）直接決定了冷卻介質的流通量，影響渦輪葉片氣膜冷卻降溫效果。統(tǒng)計氣膜孔縮孔規(guī)律，通過放大氣膜孔孔徑方法會影響氣膜孔形狀和尺寸，可能會影響氣流方向，進而影響氣膜冷卻效果。

采用預先放大氣膜孔孔徑以彌補熱障涂層導致的氣冷渦輪葉片氣膜孔縮孔問題，但是該法需統(tǒng)計涂敷熱障涂層前后氣膜孔孔徑變化規(guī)律，且不同排氣膜孔的縮孔規(guī)律也不一致、不同生產(chǎn)廠家的涂敷工藝也會帶來縮孔值的差異。雖可強行統(tǒng)一標準，但需要嚴格控制涂層厚度，這對涂敷涂層工藝保證涂層厚度難度很大，可控性差。同時，對電火花打孔的精度要求也相應提高，即縮小了公差值，對電火花打孔加工過程的控制要求更嚴格，工序上易出現(xiàn)超差件。同時，還需要研究涂層厚度、氣膜孔位置及原始氣膜孔孔徑大小對縮孔規(guī)律的影響，探討其工藝可行性，放大后的氣膜孔形狀和尺寸對氣流方向和冷卻效果影響亦需要進一步驗證。

采用先涂敷熱障涂層后激光加工方法有望解決熱障涂層縮孔問題[31]。英國溫伯樂公司（Winbro）采用激光打孔技術對不同涂敷厚度的熱障涂層進行不同角度激光打孔試驗。通過優(yōu)化激光打孔和涂層涂覆工藝參數(shù)可以避免陶瓷面層分層和粘結層/高溫合金基體界面裂紋的產(chǎn)生。圖8為打孔后的熱障涂層表面和截面形貌照片。該工藝采用的GUI控制軟件可以讓每個脈沖具有不同的激光參數(shù)。在陶瓷面層打孔時使用正確的峰值功率/脈沖能量組合以降低激光束能量對界面的熱損傷，當打到基體時應采用足夠高的峰值功率，以便在很短的時間內(nèi)完成打孔，減少氣膜孔孔內(nèi)重熔層的產(chǎn)生。據(jù)了解，Winbro公司對燃燒室涂層（基體2mm厚，涂層0.35mm厚）進行20°、0.52mm直徑氣膜孔加工時，重熔層平均厚度為20μm；對渦輪葉片涂層（基體3mm厚，涂層0.65mm厚）進行30°、0.65mm直徑氣膜孔加工時，重熔層平均厚度為29μm 。

采用表面涂敷有金剛石耐磨涂層的打磨針對涂敷完熱障涂層的氣膜孔內(nèi)表面打磨，可以有效去除氣膜孔內(nèi)的多余熱障涂層。圖9為在滿足設計氣膜孔孔徑大小的渦輪導向葉片表面采用大氣等離子技術涂敷熱障涂層后，再采用表面涂敷有金剛石耐磨涂層的打磨針對氣膜孔內(nèi)表面進行后續(xù)加工及未打磨氣膜孔宏觀照片。從圖9可以看出，涂敷熱障涂層后，葉片表面的氣膜孔基本被封閉堵死。打磨針打磨后，氣膜孔內(nèi)多余涂層被去除。通過實際操作發(fā)現(xiàn)該加工方法簡單，操作靈活。

圖6 PS-PVD熱障涂層典型過程及涂層截面形貌Fig.6 Typical PS-PVD thermal barrier coating process and cross-section morphologies of the coating

圖7 涂敷涂層前后氣膜孔孔徑形貌Fig.7 Morphologies of film cooling holes before and after the thermal barrier coating deposition

圖8 Winbro公司熱障涂層試樣激光打孔后的表面和截面形貌Fig.8 Surface and cross-section morphologies of thermal barrier coating specimens laser drilled at Winbro company

3 熱障涂層性能檢測

為了提高熱障涂層的壽命預測精度，國外在熱障涂層無損檢測（NDE）方面開展了大量的研究。在美國能源部領導下，GE、Siemens和P&W等多家單位聯(lián)合開展了DOENETL研究計劃，研究重點之一是熱障涂層無損檢測研究。Siemens公司采用紅外熱成像技術（IR）在線監(jiān)測涂層在服役過程中裂紋的產(chǎn)生、擴展和涂層剝落，同時利用監(jiān)測數(shù)據(jù)的反饋，建立了涂層剩余壽命預測模型。目前，該技術已經(jīng)應用于地面燃氣輪機用長壽命高可靠性熱障涂層的在線監(jiān)測[32]，如圖10所示。

圖9 打磨處理和未打磨處理氣膜孔內(nèi)熱障涂層宏觀照片F(xiàn)ig.9 Photos of the as-deposited and drilled thermal barrier coating filled in the film cooling holes

圖10 西門子SIMAT熱成像示意圖Fig.10 SIMAT thermal imaging schematic developed at Siemens

熱障涂層返修

熱障涂層涂覆過程中不可避免地產(chǎn)生局部剝落、翹起等缺陷，無法滿足設計要求，需除去原有涂層進行重新涂覆。此外，渦輪葉片熱障涂層服役環(huán)境惡劣，在高溫高速燃氣、高應力、高腐蝕性、交變載荷、冷熱循環(huán)沖擊等作用下很容易產(chǎn)生剝落現(xiàn)象，導致涂層失效。作為航空發(fā)動機的關鍵部件，渦輪葉片結構復雜、采用精密鑄造技術、制造周期長、工藝復雜困難、零件合格率低。采用更換新件的方法對發(fā)動機進行維修勢必造成成本過高，加大現(xiàn)場批產(chǎn)零件的生產(chǎn)壓力。若對涂層失效的葉片進行涂層去除后重新涂敷涂層，從而使其能夠再次使用，可以縮短生產(chǎn)周期和降低制造成本，技術附加值極大。因此，發(fā)動機葉片熱障涂層修理是一項重要維修技術，應用前景廣、附加值高[33]。

目前熱障涂層陶瓷面層的去除方法主要有干吹砂法、熔融堿法和高壓水法。干吹砂法去除涂層厚度不易控制，造成渦輪葉片壁厚不足，且容易對高溫合金基體和金屬粘結底層造成損傷。熔融堿法利用熱障涂層在涂覆制備及服役過程中金屬粘結底層和YSZ陶瓷面層界面所形成的熱氧化生長層（α-Al2O3）與熔融KOH堿液發(fā)生反應：2KOH+Al2O3=2KAlO2+H2O，使得YSZ陶瓷面層松動，再通過濕吹砂后處理工藝，即可達到去除渦輪葉片表面熱障涂層的目的[34]，如圖11所示。

圖11 熔融堿法去除熱障涂層設備宏觀照片F(xiàn)ig.11 Thermal barrier coating removal using melted caustic alkali

高壓水法采用壓力高達400MPa的純水（去離子水，雜質顆粒小于1μm）通過旋轉噴槍噴射到零件表面，通過類似于銑削的“軟銑削”方法去除零部件表面涂層的方法，如圖12所示。

對于金屬粘結底層主要采用化學法和高能粒子轟擊法去除。涂層的去除程度可以通過熱著色方法判斷。先用120～250目剛玉砂以較小的壓力沿葉型方向進行葉片表面吹砂，然后將清潔的葉片置入空氣循環(huán)爐內(nèi)加熱到 510～590℃保溫 1h，空冷，目視檢驗葉片吹砂區(qū)域顏色。藍色表示涂層已完全去除，稻草色或金黃色表示涂層未完全去除，如圖13所示。

圖12 高壓水法去除熱障涂層設備宏觀照片F(xiàn)ig.12 Facilities for thermal barrier coating removal using a high pressure water-jet

圖13 熱著色方法判斷涂層去除程度Fig.13 Inspection of coating removal using a hot tinting method

結論

作為航空發(fā)動機渦輪葉片的保護層，熱障涂層的應用可以顯著提升渦輪葉片的可靠性和服役壽命。熱障涂層是迄今為止最復雜的涂層體系之一，設計時應將高溫合金基體、金屬粘結底層、陶瓷面層及零件結構特點和服役工況作為一個整體來考慮，選擇合適的涂層材料和涂層工藝，以提高界面匹配性和環(huán)境適應性，提升熱障涂層綜合性能。此外，還需要加強對抗CMAS損傷熱障涂層技術、熱障涂層去除技術、無損檢測技術和新型涂層制備關鍵技術的研究，為航空發(fā)動機的安全可靠遠行保駕護航。

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