國外航空發(fā)動機火焰筒材料工藝現(xiàn)狀與趨勢

李玉龍，洪智亮

（中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司，上海 200241）

航空發(fā)動機燃燒室火焰筒作為組織燃燒的場所，承受高溫、高壓燃氣的燒蝕和腐蝕作用，燃氣溫度高達2000K 以上，壓力超過30 個大氣壓，并且還要承受較高的熱應(yīng)力和振動應(yīng)力，工作環(huán)境極其惡劣，因此火焰筒是航空發(fā)動機壽命最短的部件之一[1]。

燒蝕和疲勞開裂是火焰筒主要失效形式，在設(shè)計火焰筒時需要考慮以下3 方面因素：冷卻結(jié)構(gòu)、基體材料、表面防護。（1）隨著航空發(fā)動機性能的提高，燃燒室溫度逐步升高，一方面使得參與燃燒的空氣量增加，而用于冷卻的空氣量減少；另一方面壓氣機出口溫度提高，又使得用于冷卻火焰筒壁面的空氣溫度上升，而導(dǎo)致冷卻潛力下降，從而對火焰筒壁面冷卻技術(shù)提出了更高要求[1]?；鹧嫱怖鋮s結(jié)構(gòu)從單層壁發(fā)展到多層壁，從冷卻環(huán)、波形板、縮腰小孔發(fā)展到擾流柱、多斜孔，從圓形氣膜孔發(fā)展到扇形孔、簸箕孔等異形氣膜孔，冷卻結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜；冷卻方式從傳統(tǒng)的氣膜冷卻發(fā)展為氣膜冷卻、沖擊冷卻、發(fā)散冷卻等多種冷卻相結(jié)合，冷卻方式多樣化，冷卻效率顯著提高[1-4]。（2）火焰筒基體材料選用耐高溫、抗氧化、強度和抗冷熱疲勞性能優(yōu)異的高溫材料，傳統(tǒng)火焰筒采用鎳基和鈷基高溫合金，但隨著燃氣溫度提高，已經(jīng)越來越接近高溫合金的極限，陶瓷基復(fù)合材料具有高熔點、低密度、耐腐蝕的優(yōu)點，并且克服了陶瓷材料的本征脆性，成為新一代火焰筒材料。（3）表面防護主要依靠熱障涂層實現(xiàn)，熱障涂層不僅提高抗氧化性能，還具有隔熱效果，提高火焰筒壽命。傳統(tǒng)高溫合金火焰筒表面涂覆熱障涂層（TBC 涂層），在此基礎(chǔ)上還開發(fā)了抗CMAS 的功能（空氣中的灰塵顆粒進入燃燒室后熔化，附著在火焰筒壁面上，形成一層玻璃相物質(zhì)，其主要成分為CaO、MgO、Al2O3、SiO2，簡稱CMAS），進一步提高涂層壽命。陶瓷基復(fù)合材料表面涂覆環(huán)境障礙涂層（EBC 涂層），在TBC 涂層功能的基礎(chǔ)上，增加了防止高溫水蒸氣對陶瓷材料腐蝕的作用。

本文總結(jié)了國際三大航空發(fā)動機公司的火焰筒結(jié)構(gòu)設(shè)計特點，論述了傳統(tǒng)火焰筒材料和制造工藝的應(yīng)用現(xiàn)狀，并介紹了新一代陶瓷基復(fù)合材料火焰筒的最新研究進展和應(yīng)用情況。

1 火焰筒結(jié)構(gòu)特點

早期火焰筒采用單層壁設(shè)計，具有冷卻環(huán)、波形板、縮腰小孔等結(jié)構(gòu)，采用氣膜冷卻，冷卻效率較低，隨著航空發(fā)動機性能的提高，可用冷卻空氣量越來越少，單一的氣膜冷卻已不能滿足需要[1]?；鹧嫱步Y(jié)構(gòu)從單層發(fā)展為雙層，從單一的氣膜冷卻發(fā)展為氣膜冷卻、沖擊冷卻、發(fā)散冷卻等多種冷卻方式相結(jié)合[1-5]。國際三大航空發(fā)動機公司普惠（Pratt-Whitney，PW）、通用電氣（General Electric，GE）、羅·羅（Rolls-Royce，RR）針對火焰筒設(shè)計、材料和制造工藝，形成了各自的技術(shù)路線，應(yīng)用情況見表1。

表1 國外三大航空發(fā)動機公司火焰筒結(jié)構(gòu)和材料工藝應(yīng)用情況Table 1 Structure,material and manufacture process application of combustion liner for top three foreign aero-engine companies

PW 公司開發(fā)了浮動壁式火焰筒，具有雙層壁面，冷氣側(cè)為整體環(huán)面的承力壁，承受機械載荷；接觸燃氣的熱側(cè)為分段排列的浮動瓦塊，僅承受熱負荷，并通過螺栓連接在承力壁上（圖1）[1]。浮動瓦塊在受熱時可產(chǎn)生一定的自由浮動，從而有效釋放熱應(yīng)力，延長火焰筒壽命，并且拆卸方便，降低了維護成本[6]。浮動瓦塊具有擾流柱結(jié)構(gòu)，可增加換熱面積，提高冷卻效率，典型代表是V2500 發(fā)動機，其瓦塊壁厚1.5mm，在浮動瓦塊冷側(cè)表面密布大量細小的擾流柱，擾流柱直徑1.2mm，柱高2mm，為了精鑄拔模，一個浮動瓦塊上所有擾流柱沿同一方向[6]。

圖1 V2500 發(fā)動機浮動壁式火焰筒示意圖Fig.1 Schematic view of V2500 engine float-wall combustion liner

GE 公司火焰筒經(jīng)歷了從氣膜冷卻，到發(fā)散冷卻+氣膜冷卻，再到?jīng)_擊冷卻+發(fā)散冷卻+氣膜冷卻的發(fā)展歷程。CFM56 系列采用傳統(tǒng)的單層壁氣膜冷卻，到了GE90 和GEnx 發(fā)展為單層壁的發(fā)散冷卻+氣膜冷卻，最新的Leap 發(fā)動機從單層壁發(fā)展為雙層壁，在前者的基礎(chǔ)上又增加了沖擊冷卻。

RR 公司RB211 發(fā)動機火焰筒采用相對傳統(tǒng)的氣膜冷卻設(shè)計，單層整環(huán)式結(jié)構(gòu)。

2 傳統(tǒng)金屬材料火焰筒

2.1 材料特性

火焰筒直接接觸高溫高壓燃氣，不但需要優(yōu)異的耐熱沖擊、抗氧化性能，還要對空氣中氮、硫等化合物具有抗腐蝕性能，此外火焰筒還需要較高的高溫強度，尤其是抗冷熱疲勞性能。根據(jù)上述火焰筒工作條件特點，傳統(tǒng)火焰筒普遍采用高溫合金材料。

變形合金有Hastelloy X、Inconel 625（IN625）、Haynes230（HA230）、Haynes 188（HA188），合金成分見表2，Hastelloy X、IN625、HA230 為鎳基高溫合金，HA188 為鈷基高溫合金，4 種合金皆為固溶強化型高溫合金，具有優(yōu)異的塑性和加工性，抗氧化性良好，長期使用溫度分別達到900℃、950℃、1050℃、1100℃，大量應(yīng)用于航空發(fā)動機熱端靜止件。

鑄造合金有B1900+Hf 合金，其為時效強化型鎳基高溫合金，高溫強度優(yōu)異。PW 公司在20 世紀(jì)60年代開發(fā)了B1900 合金，后來又添加Hf 元素衍生出B1900+Hf 合金，其特點是含有稀貴元素Ta、Hf，Ta 能同時提高合金強度和塑形，還明顯改善抗熱腐蝕和冷熱疲勞性能，Hf 可顯著改變碳化物形態(tài)和分布，提高了合金強度、持久壽命和塑性[7]。B1900+Hf 合金組織穩(wěn)定，具有良好的強度和塑性，使用溫度達到1000℃以上，主要用于渦輪葉片和浮動瓦塊等零件。

對比4 種合金的拉伸強度、抗冷熱疲勞和抗氧化性能，B1900+Hf 合金作為時效強化合金，其拉伸強度和抗冷熱疲勞性能明顯優(yōu)于其他4 種固溶強化的變形合金，高溫下HA188 和HA230 拉伸強度相當(dāng)，略高于IN625 和Hastelloy X（圖2和表3）[8]；4 種變形合金都含有高達22%的Cr 元素（表2），因此抗氧化性較好，B1900+Hf、HA230、HA188 的抗氧化性相當(dāng)，優(yōu)于Hastelloy X（表4）[8]，IN625 與Hastelloy X 成分相似，只是部分Ni 代替了Fe（表2），因此IN625 的抗氧化性應(yīng)優(yōu)于Hastelloy X，4 種合金在其工作溫度范圍內(nèi)都具有優(yōu)異的抗氧化性。

表3 火焰筒常用高溫合金抗冷熱疲勞性能Table 3 Thermal fatigue resistance of combustion liner commonly used superalloys

表4 火焰筒常用高溫合金抗氧化性能Table 4 Oxidation resistance of combustion liner commonly used superalloys

圖2 火焰筒常用高溫合金拉伸強度隨溫度變化曲線Fig.2 Tensile property curve varied with temperature

表2 火焰筒常用高溫合金成分（質(zhì)量分數(shù)）Table 2 Compositions of combustion liner commonly used superalloys (mass fraction) %

2.2 制造工藝

2.2.1 鈑金工藝

火焰筒整環(huán)結(jié)構(gòu)的發(fā)散壁和承力壁如圖3所示，沿發(fā)動機軸向方向（即水平方向）前后各有一個法蘭用于安裝固定，中間為均勻壁厚、帶有一定曲率的薄壁結(jié)構(gòu)，壁厚通常小于2mm。如果采用傳統(tǒng)的鍛件+機加工的工藝路線，不僅成本高、加工周期長，而且隨著壁厚減薄，零件剛度下降，加工變形問題越來越突出。國外航空發(fā)動機公司普遍采用鈑金/鍛件+焊接的工藝路線，中間均勻壁厚部分采用鈑金成形，前后法蘭采用鍛件+機加工制備，然后把前、中、后3 段采用電子束焊或氬弧焊工藝焊接成組件，成本和加工周期顯著降低。鈑金工藝分為兩步。第1 步將板材制成圓筒形，有兩種方法：（1）把板材在模具中沖壓拉伸成圓筒形；（2）把板材彎成圓筒形，沿軸向焊一條縱向焊縫，由于后者板材利用率高、成本低，國外多采用此成形工藝。第2 步脹形，在模具中將第1 步制備的圓筒形零件沿徑向往外撐，制備成最終零件，由于各個位置的變形量不同，最終零件的壁厚會有顯微差異。鈑金/鍛件+焊接的工藝存在兩方面問題：（1）尺寸精度相對較低；（2）當(dāng)有縱向焊縫時，冷卻孔會打在焊縫上，有成為裂紋源的風(fēng)險。

圖3 火焰筒沖擊壁和發(fā)散壁結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Schematic view of impingement wall and effusion wall for combustion liner

2.2.2 鑄造工藝

浮動瓦塊采用鑄造工藝制備，由于減重和提高冷卻效率的需要，浮動瓦塊壁厚較?。?～2mm），并且具有擾流柱、摻混孔等復(fù)雜結(jié)構(gòu)，增加了鑄造工藝的難度，容易引起疏松等缺陷。美國Hitchiner 公司利用反重力低壓真空（Countergravity low-pressure vacuum，CLPV）鑄造工藝制備了V2500 發(fā)動機的浮動瓦塊。反重力低壓真空鑄造如圖4所示，熔融金屬液在下方，模殼在上方并處于單獨的腔室，中間通過升液管連接，對模殼所在腔室抽真空，金屬液在壓力作用下自下而上平穩(wěn)充入模殼，保溫一段時間，待鑄件和內(nèi)澆道（橫澆道）冷卻后，釋放真空，模殼中心主澆道（直澆道）中的金屬液回流到熔池中，鑄件僅殘存一小段內(nèi)澆道（橫澆道），容易去除。

圖4 反重力低壓真空鑄造的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Schematic view of countergravity low pressure vacuum casting

與普通重力鑄造相比，反重力低壓鑄造具有以下優(yōu)點：減少鑄件中夾雜物的含量，獲得更清潔的鑄件；減少沖型時金屬液的紊流，獲得均勻的流場、溫度場；降低金屬液加熱溫度和模殼保溫溫度，鑄件晶粒細化，力學(xué)性能提高；主澆道的金屬液回流，節(jié)約材料，材料利用率從普通重力鑄造的15%～50%提高到60%～94%；不需要預(yù)留切割空間，每個模組可排列更多的零件，生產(chǎn)效率高[9]。

2.2.3 涂層工藝

火焰筒在高溫氧化和高溫?zé)岣g的氣氛下工作，需要表面防護涂層提高其抗氧化、抗腐蝕性能。V2500 發(fā)動機的浮動瓦塊采用包埋滲鋁化物涂層提高其抗氧化、抗硫化性能。CFM56、GE90、Trent 系列發(fā)動機的火焰筒靠近熱側(cè)的表面都具有熱障涂層，面層為8YSZ（8%Y2O3穩(wěn)定ZrO2）陶瓷，底層為NiCrAlY 或NiCoCrAlY合金，不僅提高抗氧化性能，還具有隔熱效果，涂層工藝采用大氣等離子噴涂。

隨著航空發(fā)動機溫度的提高，熱障涂層出現(xiàn)了新的失效形式，當(dāng)涂層服役溫度超過1200℃時，CMAS會溶解在熱障涂層表面，滲入熱障涂層內(nèi)部，由于應(yīng)變?nèi)菹薜慕档秃蜔崤蛎浵禂?shù)不匹配，造成熱障涂層的剝落[10-12]。GEnx、LEAP 發(fā)動機采用了抗CMAS 涂層，在傳統(tǒng)8YSZ 陶瓷層的表面又增加了一層陶瓷層，形成雙陶瓷層結(jié)構(gòu)，阻止CMAS 的滲入，從而提高涂層壽命，此外雙陶瓷層結(jié)構(gòu)導(dǎo)致總的陶瓷層厚度增加，進一步提高了隔熱效果。

2.2.4 激光打孔工藝

國外先進航空發(fā)動機火焰筒采用發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu)，整個火焰筒分布上萬個冷卻孔，冷卻孔直徑小于1mm，與壁面的夾角為20°～30°（角度越小，冷卻效果越好，但孔深度相應(yīng)增加，打孔難度顯著提高），出口為簸箕形，從而進一步提高冷卻效率，火焰筒表面先噴涂熱障涂層，再采用激光打孔制備冷卻孔。從陶瓷側(cè)向金屬側(cè)打孔，過程大致分為4 步，第1 步去除陶瓷層，第2 步將金屬層打穿，第3 步制出簸箕孔的孔型，第4 步精修金屬層孔壁表面的重熔層，并保證孔徑尺寸。由于陶瓷層和金屬層具有不同的熱膨脹系數(shù)，以及打孔過程中氣流沖擊和熔渣濺射，在打孔后形成的陶瓷層尖角處，出現(xiàn)陶瓷層和金屬黏結(jié)層的斷裂分層，冷卻孔深度越大，分層越嚴重（圖5）[13-15]。激光打孔存在兩方面問題：（1）打孔過程導(dǎo)致涂層出現(xiàn)分層，降低涂層壽命；（2）由于先涂層再打孔的工藝，導(dǎo)致火焰筒可維修性較差，當(dāng)涂層出現(xiàn)嚴重剝落或燒蝕時，只能報廢處理。

圖5 激光打孔過程中陶瓷層和金屬黏結(jié)層的分層裂紋（紅框處）Fig.5 Delamination crack between ceramic top coat and metal bond coat initiated during laser drilling process

3 陶瓷基復(fù)合材料火焰筒

3.1 材料特性

隨著航空發(fā)動機性能不斷提高，燃燒室火焰筒溫度越來越高，并且可用冷卻氣量越來越少，火焰筒的工作溫度已經(jīng)接近高溫合金的使用極限，迫切需要開發(fā)承溫能力更高的火焰筒材料。

傳統(tǒng)的陶瓷材料具有高熔點、低密度、耐腐蝕的優(yōu)點，但是其脆性大的缺點限制了工程應(yīng)用。陶瓷基復(fù)合材料通過連續(xù)陶瓷纖維增韌陶瓷基體，在裂紋擴展過程中，通過界面分離、纖維斷裂和纖維拔出等機制阻礙裂紋擴展，從而克服了陶瓷材料的本征脆性[16]。與高溫合金相比，陶瓷基復(fù)合材料的工作溫度可提高200℃以上，減重2/3，大幅度降低冷卻氣體用量，提高發(fā)動機效率，減少溫室氣體排放，是更省油、更環(huán)保的先進商用航空發(fā)動機的理想材料，陶瓷基復(fù)合材料火焰筒研制情況如表5所示[17-22]。

表5 陶瓷基復(fù)合材料火焰筒研制情況Table 5 Research and development of ceramic matrix composite combustion liner

陶瓷基復(fù)合材料包括兩類：SiC/SiC 復(fù)合材料和氧化物/氧化物復(fù)合材料。國外火焰筒用SiC/SiC 復(fù)合材料多采用Hi-Nicalon 和Tyranno 系列SiC 纖維；氧化物/氧化物復(fù)合材料主要采用Nextel 系列Al2O3纖維（含少量SiO2成分），基體材料主要采用氧化鋁（Al2O3）[16]。兩類陶瓷基復(fù)合材料在性能上有以下差異：（1）Al2O3陶瓷的高溫抗蠕變性差，氧化物/氧化物復(fù)合材料的強度也低于SiC/SiC 復(fù)合材料，但前者應(yīng)變?nèi)菹薷?，有利于釋放局部?yīng)力集中，加工和安裝連接的公差容限更大，制造和使用自由度更高；（2）氧化物/氧化物復(fù)合材料的抗氧化性，尤其是高溫抗水蒸氣腐蝕性能，優(yōu)于SiC/SiC 復(fù)合材料；（3）氧化物/氧化物復(fù)合材料的熱導(dǎo)率（＜2.5W/（m·K））低于SiC/SiC 復(fù)合材料（＞10W /（m·K）），前者制備的火焰筒需要更少的冷氣量，有利于提高發(fā)動機效率[23]。

SiC/SiC 復(fù)合材料因優(yōu)異的高溫力學(xué)性能成為目前航空發(fā)動機火焰筒的研制熱點，并首次在GE9X 發(fā)動機上獲得工程應(yīng)用。氧化物/氧化物復(fù)合材料還需開發(fā)更高性能的氧化物纖維、基體，并優(yōu)化制備工藝，從而提高高溫力學(xué)性能。

3.2 制造工藝

SiC/SiC 復(fù)合材料常用的制備工藝包括化學(xué)氣相滲透法（Chemical vapor infiltration，CVI）、反應(yīng)熔體浸滲法（Melt infiltration，MI）、聚合物浸漬裂解工藝（Polymer infiltration and pyrolysis，PIP），與CVI 法和PIP 法相比，MI 法制備的復(fù)合材料更加致密，力學(xué)性能高、成本低、制造周期短，因此SiC/SiC 復(fù)合材料火焰筒更多采用MI 法[24]。SiC/SiC 復(fù)合材料在高溫腐蝕環(huán)境中工作，水蒸氣和各種熔鹽雜質(zhì)會與SiC 氧化生成的SiO2保護層發(fā)生反應(yīng)，生成揮發(fā)性氣態(tài)物質(zhì)Si（OH）x，使其喪失保護基體的功能，加速纖維和界面的氧化，導(dǎo)致材料失效，因此其表面需涂覆EBC 涂層，由硅、莫來石（Mullite）、BSAS（（1-x）BaO-xSrO-Al2O3-2SiO2，0≤x≤1）3 層組成（圖9）[17，25]，不僅起到隔熱的作用，還能阻礙高溫下水蒸氣對硅化物的腐蝕。EBC 涂層采用大氣等離子噴涂工藝制備。

圖6 SiC/SiC 復(fù)合材料火焰筒Fig.6 SiC/SiC ceramic matrix composite combustion liner

氧化物/氧化物復(fù)合材料火焰筒大多采用溶膠-凝膠滲透工藝制備[21]，工藝簡單、制造成本低、制備溫度低、纖維損傷小、基體組分均勻性高。氧化物/氧化物復(fù)合材料表面涂覆FGI（Friable graded insulation，F(xiàn)GI）涂層或TBC 涂層，F(xiàn)GI 涂層由多孔的鋁硅酸鹽構(gòu)成（圖9），厚度為3～5mm，顯著阻隔了溫度[17，21，25]。FGI 涂層也是采用大氣等離子噴涂工藝制備。

對于航空發(fā)動機高壓比燃燒室，工作溫度升高，冷卻效率要求提高，陶瓷基復(fù)合材料火焰筒也需要采用發(fā)散冷卻設(shè)計，采用激光加工大量細密氣膜孔（圖8）[22]。

圖7 氧化物/氧化物陶瓷基復(fù)合材料火焰筒Fig.7 Oxide/oxide ceramic matrix composite combustion liner

圖8 帶冷卻孔的氧化物/氧化物復(fù)合材料火焰筒Fig.8 Oxide/oxide ceramic matrix composite combustion liner with cooling hole

圖9 陶瓷基復(fù)合材料涂層Fig.9 Ceramic matrix composite coating

4 結(jié)論

國外航空發(fā)動機火焰筒隨著工作溫度提高，對冷卻效率要求越來越高?；鹧嫱步Y(jié)構(gòu)由單層壁發(fā)展為雙層壁，包括整環(huán)式和分塊浮動式。

傳統(tǒng)火焰筒材料采用高溫合金，整環(huán)式火焰筒采用變形高溫合金，將鍛件和鈑金件焊接成環(huán)形件，在發(fā)散壁熱側(cè)表面噴涂熱障涂層，具有雙陶瓷層結(jié)構(gòu)以及抗CMAS 功能，最后激光打孔制備出冷卻孔。分塊式火焰筒的浮動瓦塊采用鑄造高溫合金，反重力低壓鑄造制備，表面涂覆鋁化物抗氧化涂層。

陶瓷基復(fù)合材料包括SiC/SiC 和氧化物/氧化物兩種復(fù)合材料，前者力學(xué)性能較高，后者抗氧化和抗腐蝕性能更好，應(yīng)變?nèi)菹薷?，熱?dǎo)率更低。SiC/SiC 復(fù)合材料表面噴涂EBC 涂層，氧化物/氧化物復(fù)合材料表面噴涂FGI 涂層或TBC 涂層，并采用激光打孔制備發(fā)散冷卻孔。美國GE 公司在其最新的GE9X 發(fā)動機上首次應(yīng)用了SiC/SiC 復(fù)合材料的火焰筒，氧化物/氧化物復(fù)合材料還需提高高溫力學(xué)性能。