（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，沈陽(yáng) 110043）

渦輪葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)核心零部件，它一直處于高溫、高壓、高速的燃?xì)飧g工作環(huán)境中，承受著離心力、氣動(dòng)力、溫度應(yīng)力等循環(huán)交變載荷與動(dòng)載荷作用，服役環(huán)境非常惡劣[1]。為了滿足渦輪葉片長(zhǎng)壽命和高可靠性需求，高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(jié)底層和導(dǎo)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(zhǎng)服役壽命、降低發(fā)動(dòng)機(jī)油耗等優(yōu)點(diǎn)，是與先進(jìn)高溫結(jié)構(gòu)材料技術(shù)、高效冷卻技術(shù)并重的渦輪葉片3大關(guān)鍵技術(shù)之一[6-8]。

熱障涂層的制備可以通過多種途徑實(shí)現(xiàn)。但從熱障涂層技術(shù)的發(fā)展歷史及其應(yīng)用來看，涂層的制備技術(shù)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(jié)構(gòu)和性能特點(diǎn)。APS工藝制備的熱障涂層呈典型的片層狀結(jié)構(gòu)，熱導(dǎo)率較低，隔熱效果好，但其表面粗糙度高，噴涂過程中容易導(dǎo)致葉身氣膜孔堵塞，涂層抗沖蝕性能差，應(yīng)變?nèi)菹薜?。EB-PVD工藝制備的熱障涂層呈典型的柱狀晶結(jié)構(gòu)，具有較高的應(yīng)變?nèi)菹藓涂箾_蝕性能。國(guó)外熱障涂層工程化應(yīng)用研究單位主要有德國(guó)ALD公司，烏克蘭巴頓焊接研究所國(guó)際電子束技術(shù)中心（ICEBT），俄羅斯彼爾姆發(fā)動(dòng)機(jī)廠（Perm Engine），美國(guó) Praxair、Chromalloy、Pratt & Whitney Aircraft、General Electric Aircraft Engine公司，瑞士Oerliken Metco公司和法國(guó)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(yīng)用的典型案例[9]。

從表1可以看出，不同航空發(fā)動(dòng)機(jī)廠家選擇的涂層材料、制備工藝有所不同。渦輪葉片結(jié)構(gòu)復(fù)雜，工作環(huán)境惡劣，本文嘗試從金屬粘結(jié)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(dòng)機(jī)渦輪葉片熱障涂層應(yīng)用進(jìn)展。

金屬粘結(jié)層和高溫合金基體的匹配性

金屬粘結(jié)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(gè)：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(yīng)力；二是提高整個(gè)熱障涂層體系的抗氧化腐蝕性能（YSZ陶瓷面層是氧離子導(dǎo)體，且多為多孔或柱狀晶結(jié)構(gòu)，這些結(jié)構(gòu)會(huì)成為腐蝕介質(zhì)的快速擴(kuò)散通道，加劇高溫合金基體的腐蝕）。粘結(jié)層的成分設(shè)計(jì)對(duì)熱循環(huán)過程中氧化物的生長(zhǎng)速度、成分、與基體的結(jié)合力等有決定性的作用，并且粘結(jié)層材料應(yīng)能與高溫合金基體形成良好的界面擴(kuò)散阻力，以避免在服役過程中出現(xiàn)基體和粘結(jié)層性能的退化。

目前較為常用的粘結(jié)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(jié)合力好，但涂層成分受基體化學(xué)成分和微觀結(jié)構(gòu)限制，成分不容易按照要求控制，涂層對(duì)基體合金的力學(xué)性能影響較大。MCrAlY涂層作為可控組分涂層，可以通過調(diào)控涂層成分實(shí)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?xì)鉁囟鹊奶岣?，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(kuò)散問題越來越嚴(yán)重，如圖1[10]所示。為了提高涂層體系的界面穩(wěn)定性，國(guó)內(nèi)外發(fā)展了高溫合金納米晶涂層[11-15]、擴(kuò)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(shí)，有效地解決了涂層/合金基體界面互擴(kuò)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?xì)鉁囟鹊牟粩嗵嵘?，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(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱障涂層壽命的關(guān)鍵因素[23-25]。

CMAS是由于大氣中的灰塵、砂石、火山灰及飛機(jī)跑道磨屑等顆粒被吸入航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫燃?xì)饬鞯纼?nèi)（如燃燒室、渦輪葉片等零部件），在發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)的峰值溫度（如起飛或降落）時(shí)，這些物質(zhì)形成玻璃態(tài)熔融沉積物。CMAS熔體與涂層材料潤(rùn)濕性能良好，它會(huì)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(duì)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(jié)構(gòu)，降低了涂層的應(yīng)變?nèi)菹蕖?/p>

表1 渦輪葉片熱障涂層應(yīng)用情況

圖1 NiPtAl涂層/MC544合金在1050℃經(jīng)199h時(shí)效后，在二次反應(yīng)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(guó)內(nèi)外針對(duì)CMAS的防護(hù)進(jìn)行了大量的研究[26-29]，主要有以下幾個(gè)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(zhuǎn)變（一些促進(jìn)形核的物質(zhì)，或者使CMAS產(chǎn)生結(jié)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(yīng)力和熱不匹配，是引起失效剝落的主要因素之一）等。美國(guó)Pratt & Whitney Aircraft公司通過對(duì)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(jié)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(duì)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(guān)?？紤]到渦輪葉片氣動(dòng)性能、內(nèi)外部換熱及強(qiáng)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(shè)計(jì)制造專用的局部涂敷夾具。對(duì)于某些葉片其表面需全部涂敷熱障涂層，需采用公轉(zhuǎn)結(jié)合自轉(zhuǎn)及專用涂敷夾具（見圖5）以實(shí)現(xiàn)涂層厚度的相對(duì)均勻分布。

APS和EB-PVD工藝具有直線效應(yīng)，對(duì)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(gè)缺點(diǎn)，人們開發(fā)了PS-PVD技術(shù)，如圖6[30]所示。PS-PVD工作壓力為50～200Pa，等離子焰流長(zhǎng)度大于2m，直徑增加到200～400mm。等離子射流區(qū)域的延長(zhǎng)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(rùn)濕程度，最終實(shí)現(xiàn)在幾何形狀復(fù)雜的工件表面獲得均勻涂層，兼具EB-PVD和APS工藝的優(yōu)點(diǎn)。

圖4 局部熱障涂層導(dǎo)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(dǎo)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(zhì)的流通量，影響渦輪葉片氣膜冷卻降溫效果。統(tǒng)計(jì)氣膜孔縮孔規(guī)律，通過放大氣膜孔孔徑方法會(huì)影響氣膜孔形狀和尺寸，可能會(huì)影響氣流方向，進(jìn)而影響氣膜冷卻效果。

采用預(yù)先放大氣膜孔孔徑以彌補(bǔ)熱障涂層導(dǎo)致的氣冷渦輪葉片氣膜孔縮孔問題，但是該法需統(tǒng)計(jì)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(huì)帶來縮孔值的差異。雖可強(qiáng)行統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)，但需要嚴(yán)格控制涂層厚度，這對(duì)涂敷涂層工藝保證涂層厚度難度很大，可控性差。同時(shí)，對(duì)電火花打孔的精度要求也相應(yīng)提高，即縮小了公差值，對(duì)電火花打孔加工過程的控制要求更嚴(yán)格，工序上易出現(xiàn)超差件。同時(shí)，還需要研究涂層厚度、氣膜孔位置及原始?xì)饽た卓讖酱笮?duì)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(duì)氣流方向和冷卻效果影響亦需要進(jìn)一步驗(yàn)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(guó)溫伯樂公司（Winbro）采用激光打孔技術(shù)對(duì)不同涂敷厚度的熱障涂層進(jìn)行不同角度激光打孔試驗(yàn)。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(jié)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(gè)脈沖具有不同的激光參數(shù)。在陶瓷面層打孔時(shí)使用正確的峰值功率/脈沖能量組合以降低激光束能量對(duì)界面的熱損傷，當(dāng)打到基體時(shí)應(yīng)采用足夠高的峰值功率，以便在很短的時(shí)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(duì)燃燒室涂層（基體2mm厚，涂層0.35mm厚）進(jìn)行20°、0.52mm直徑氣膜孔加工時(shí)，重熔層平均厚度為20μm；對(duì)渦輪葉片涂層（基體3mm厚，涂層0.65mm厚）進(jìn)行30°、0.65mm直徑氣膜孔加工時(shí)，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(duì)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(shè)計(jì)氣膜孔孔徑大小的渦輪導(dǎo)向葉片表面采用大氣等離子技術(shù)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(duì)氣膜孔內(nèi)表面進(jìn)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(shí)際操作發(fā)現(xiàn)該加工方法簡(jiǎn)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(cè)

為了提高熱障涂層的壽命預(yù)測(cè)精度，國(guó)外在熱障涂層無損檢測(cè)（NDE）方面開展了大量的研究。在美國(guó)能源部領(lǐng)導(dǎo)下，GE、Siemens和P&W等多家單位聯(lián)合開展了DOENETL研究計(jì)劃，研究重點(diǎn)之一是熱障涂層無損檢測(cè)研究。Siemens公司采用紅外熱成像技術(shù)（IR）在線監(jiān)測(cè)涂層在服役過程中裂紋的產(chǎn)生、擴(kuò)展和涂層剝落，同時(shí)利用監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)的反饋，建立了涂層剩余壽命預(yù)測(cè)模型。目前，該技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于地面燃?xì)廨啓C(jī)用長(zhǎng)壽命高可靠性熱障涂層的在線監(jiān)測(cè)[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(shè)計(jì)要求，需除去原有涂層進(jìn)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?xì)?、高?yīng)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(dǎo)致涂層失效。作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，渦輪葉片結(jié)構(gòu)復(fù)雜、采用精密鑄造技術(shù)、制造周期長(zhǎng)、工藝復(fù)雜困難、零件合格率低。采用更換新件的方法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行維修勢(shì)必造成成本過高，加大現(xiàn)場(chǎng)批產(chǎn)零件的生產(chǎn)壓力。若對(duì)涂層失效的葉片進(jìn)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(shù)附加值極大。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)葉片熱障涂層修理是一項(xiàng)重要維修技術(shù)，應(yīng)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(duì)高溫合金基體和金屬粘結(jié)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(jié)底層和YSZ陶瓷面層界面所形成的熱氧化生長(zhǎng)層（α-Al2O3）與熔融KOH堿液發(fā)生反應(yīng)：2KOH+Al2O3=2KAlO2+H2O，使得YSZ陶瓷面層松動(dòng)，再通過濕吹砂后處理工藝，即可達(dá)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(shè)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(dá)400MPa的純水（去離子水，雜質(zhì)顆粒小于1μm）通過旋轉(zhuǎn)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(duì)于金屬粘結(jié)底層主要采用化學(xué)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(jìn)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(yàn)葉片吹砂區(qū)域顏色。藍(lán)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(shè)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(jié)論

作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的保護(hù)層，熱障涂層的應(yīng)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(fù)雜的涂層體系之一，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)將高溫合金基體、金屬粘結(jié)底層、陶瓷面層及零件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和服役工況作為一個(gè)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(yīng)性，提升熱障涂層綜合性能。此外，還需要加強(qiáng)對(duì)抗CMAS損傷熱障涂層技術(shù)、熱障涂層去除技術(shù)、無損檢測(cè)技術(shù)和新型涂層制備關(guān)鍵技術(shù)的研究，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安全可靠遠(yuǎn)行保駕護(hù)航。

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