(北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京 100191)

1 引言

隨著航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展，高推重比發(fā)動機(jī)渦輪前溫度不斷提高，未來高性能航空發(fā)動機(jī)渦輪前溫度將達(dá)到1 900℃以上[1]。目前最先進(jìn)的鎳基單晶高溫合金耐溫極限約為1 150℃[2]，而熱障涂層和冷卻措施可使葉片表面溫度降低100～300℃[3-4]，顯然現(xiàn)有合金材料無法滿足未來先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)的應(yīng)用需求。SiCf/SiC 陶瓷基復(fù)合材料(CMC)具有耐高溫、低密度、抗腐蝕的優(yōu)點(diǎn)[5]，第三代SiC纖維增強(qiáng)的SiCf/SiC-CMC 最高使用溫度可達(dá)1 700℃[6]，能滿足未來先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)的工作溫度要求，同時可減輕發(fā)動機(jī)質(zhì)量，是未來先進(jìn)發(fā)動機(jī)渦輪導(dǎo)葉的重要制備材料。

發(fā)動機(jī)渦輪導(dǎo)葉主要承受高溫燃?xì)庠斐傻臒彷d荷。在發(fā)動機(jī)過渡狀態(tài)，渦輪前溫度隨時間迅速變化，同時導(dǎo)葉溫度的空間分布也不均勻[7]，容易導(dǎo)致導(dǎo)葉產(chǎn)生熱疲勞損傷。對于化學(xué)氣相沉積(CVI)工藝制備的SiCf/SiC-CMC，其內(nèi)部細(xì)觀結(jié)構(gòu)的制備缺陷較多[8]，且纖維和基體組分的熱膨脹系數(shù)有一定差異[9]，在較大溫差下更易發(fā)生裂紋的萌生及擴(kuò)展，造成熱疲勞損傷[10]。

針對SiCf/SiC-CMC 渦輪導(dǎo)葉熱疲勞損傷，有學(xué)者和研究機(jī)構(gòu)開展了一定的試驗研究。如Dilzer等[11]利用電阻加熱爐和氣冷的方式對CMC 渦輪導(dǎo)葉開展了最高溫度1 500℃的熱疲勞試驗，但該試驗中葉片保持均溫，無法模擬葉片上的溫度梯度。Verrilli 等[12]對2D 編織SiCf/SiC-CMC 渦輪導(dǎo)葉和高溫合金葉片在燃?xì)猸h(huán)境下開展了相同條件下的熱疲勞試驗，試驗，葉片表面最高溫度達(dá)1 320℃，經(jīng)過102個循環(huán)后，高溫合金葉片外形出現(xiàn)了明顯損傷，而SiCf/SiC-CMC 導(dǎo)葉經(jīng)CT 掃描幾乎無損傷。NASA Glenn 研究中心對3D 編織SiCf/SiC-CMC 導(dǎo)葉開展了高溫燃?xì)鉄崞谠囼?，燃?xì)馑俣?40 m/s，涂層表面最高溫度達(dá)1 371℃，經(jīng)過30 h 考核，葉片無明顯宏觀損傷[13]。Huo 等[14]采用火焰加熱和氣冷的方式對CMC 葉片開展了加熱-冷卻試驗，試驗最高溫度1 200℃，CT 掃描發(fā)現(xiàn)加載前后葉片內(nèi)部無明顯宏觀損傷。上述試驗主要關(guān)注葉片的宏觀損傷，對導(dǎo)葉的熱疲勞損傷細(xì)觀機(jī)理揭示較少，且高溫爐或火焰加熱無法控制葉片表面溫度場分布，燃?xì)庠囼炁_加熱方式成本較高。

本文針對CVI工藝制備的2D編織SiCf/SiC-CMC低壓渦輪導(dǎo)葉開展熱疲勞試驗研究。由于SiCf/SiC-CMC材料不導(dǎo)電的特性，首先設(shè)計金屬傳熱結(jié)構(gòu)，通過高頻電磁感應(yīng)加熱金屬結(jié)構(gòu)，再由金屬熱輻射加熱CMC 試件。試驗最高溫度902℃，且能模擬導(dǎo)葉徑向溫度梯度。研究了SiCf/SiC-CMC低壓渦輪導(dǎo)葉1 000循環(huán)后葉片質(zhì)量、表面粗糙度、表面元素分布等的變化情況，揭示了其熱疲勞損傷機(jī)理，可為SiCf/SiC-CMC在未來先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)低壓渦輪導(dǎo)葉上的應(yīng)用提供基礎(chǔ)。

2 熱疲勞試驗方法

2.1 試驗件及夾具

SiCf/SiC-CMC 渦輪導(dǎo)葉試驗件及夾具如圖1 所示。本文的研究對象為大涵道比民用渦扇發(fā)動機(jī)低壓渦輪導(dǎo)葉，采用2D 編織CVI 工藝SiCf/SiC 陶瓷基復(fù)合材料制備，葉身長度約195 mm，葉片質(zhì)量80.4 g，密度2.086 g/cm3。主要研究熱疲勞對葉片CMC材料的影響，葉身表面為SiC基體，未添加涂層。

圖1 2D編織SiCf/SiC-CMC低壓渦輪導(dǎo)葉試驗件及夾具Fig.1 Test piece and fixture of 2D woven SiCf/SiC-CMC low pressure turbine guide vane

針對SiCf/SiC-CMC 不導(dǎo)電的特性，采用間接加熱的方式設(shè)計了試驗夾具，包括固定端和加熱端。固定端可以實(shí)現(xiàn)導(dǎo)葉的軸向、徑向、周向定位及加熱端的定位；加熱端分為葉盆和葉背兩部分，其金屬的曲面形狀與葉身表面形狀相同。

2.2 試驗系統(tǒng)設(shè)計

建立的熱疲勞試驗系統(tǒng)如圖2 所示，主要實(shí)現(xiàn)加熱、冷卻及測溫三個功能。

圖2 CMC導(dǎo)葉熱疲勞試驗系統(tǒng)Fig.2 Thermal fatigue test system of CMC guide vane

為準(zhǔn)確控制導(dǎo)葉表面溫度場并構(gòu)建徑向溫差，采用電磁感應(yīng)加熱方式?；赟iCf/SiC-CMC不導(dǎo)電的特性，設(shè)計高溫合金熱傳遞結(jié)構(gòu)，首先通過高頻電磁感應(yīng)加熱合金熱傳遞結(jié)構(gòu)，然后熱輻射加熱CMC導(dǎo)葉試件。通過調(diào)節(jié)感應(yīng)線圈的形狀、與葉片間的距離來控制葉片不同位置的溫度，感應(yīng)線圈內(nèi)部通過冷卻水循環(huán)冷卻。試驗過程中，若熱傳遞結(jié)構(gòu)發(fā)生熱疲勞變形，則更換新的熱傳遞結(jié)構(gòu)件。

導(dǎo)葉最高溫度點(diǎn)位置通過紅外測溫儀實(shí)時測溫并給PLC控制器提供溫度反饋，從而控制試驗溫度，構(gòu)建溫度隨時間變化的載荷譜。采用空氣壓縮機(jī)氣冷方式對CMC導(dǎo)葉進(jìn)行主動冷卻，通過PLC控制電磁閥實(shí)現(xiàn)冷卻過程的控制。通過4個粘貼在導(dǎo)葉表面的熱電偶測量導(dǎo)葉徑向不同位置的溫度，以監(jiān)測導(dǎo)葉徑向溫度場的構(gòu)建是否符合要求。為驗證粘貼熱電偶的測試精度，在高溫合金平板上與焊接熱電偶進(jìn)行了對比試驗測試。在750℃與1 100℃時，粘貼熱電偶與焊接熱電偶的測試誤差均在3%以內(nèi)。

2.3 試驗載荷譜

對葉片真實(shí)溫度場進(jìn)行一定簡化，使其既能凸顯工作載荷的主要特點(diǎn)又易于控制和實(shí)現(xiàn)。本文試驗?zāi)M某大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)低壓渦輪導(dǎo)葉兩種典型工作狀態(tài)的過渡過程，兩種狀態(tài)下葉身的最高溫度分別為902℃和477℃，并通過調(diào)節(jié)感應(yīng)線圈形狀構(gòu)造沿導(dǎo)葉徑向的溫差。加熱時間20 s，冷卻時間22 s，保載時間45 s，導(dǎo)葉表面出現(xiàn)明顯宏觀裂紋或循環(huán)數(shù)達(dá)到1 000循環(huán)時終止試驗。試驗載荷譜如圖3所示。

圖3 導(dǎo)葉最高溫度位置載荷譜Fig.3 Load spectrum of maximum temperature position of guide vane

3 CMC導(dǎo)葉熱疲勞試驗

SiCf/SiC-CMC 渦輪導(dǎo)葉最高溫度位于2/3 葉高處，通過控制電磁感應(yīng)加熱和壓縮機(jī)冷卻使其溫度按圖3所示載荷譜變化。熱電偶測點(diǎn)2位于最高溫度處，其余測點(diǎn)分布在導(dǎo)葉徑向，如圖4(a)所示；試驗中導(dǎo)葉加熱現(xiàn)場狀態(tài)如圖4(b)所示。

圖4 CMC導(dǎo)葉熱疲勞試驗Fig.4 Thermal fatigue test of CMC guide vane

表1 試驗過程中測點(diǎn)溫度分布Table 1 Temperature distribution of measuring points during the test

試驗過程中熱電偶測溫結(jié)果如表1 所示，對比其測點(diǎn)2與圖3所示載荷譜可知，導(dǎo)葉處于高溫狀態(tài)時最高溫度與目標(biāo)載荷譜902℃的相對誤差為2.33%，低溫狀態(tài)時最高溫度與目標(biāo)載荷譜477℃的相對誤差為1.26%。

4 試驗結(jié)果及損傷分析

共開展了3 組CMC 導(dǎo)葉的熱疲勞試驗，試驗達(dá)到1 000循環(huán)時終止。3組試驗結(jié)果一致，選取其中1組進(jìn)行具體分析。導(dǎo)葉試驗前后表面狀況對比如圖5所示?？梢钥闯?，試驗前葉片表面較為平整，沒有明顯缺陷。經(jīng)過1 000 循環(huán)后，導(dǎo)葉表面未出現(xiàn)破壞性長裂紋，但在溫差較大位置出現(xiàn)了肉眼可見的凹坑，尤其是在葉片尾緣處損傷較為嚴(yán)重。在顯微鏡下對凹坑位置進(jìn)行觀測，發(fā)現(xiàn)基體脫落，損傷凹坑直徑為0.5～2.0 mm。對試驗前后葉片的質(zhì)量和葉盆、葉背表面相同位置線粗糙度Ra進(jìn)行測量，結(jié)果見表2。由于基體脫落，試驗前后試驗件質(zhì)量減小0.933%，葉盆、葉背的表面粗糙度分別增加29.7%和89.7%，對葉片的氣動、傳熱性能造成了影響。

圖5 試驗前后CMC導(dǎo)葉表面狀況對比Fig.5 Comparison of CMC guide vane surface condition before and after test

表2 試驗前后葉片質(zhì)量及表面粗糙度變化Table 2 Change of blade weight and surface roughness before and after test

選取葉片損傷位置進(jìn)行制樣并在掃描電鏡(SEM)下進(jìn)行觀測。如圖6所示，可明顯觀察到基體脫落的凹坑邊緣，及在部分基體脫落位置有大量SiC 纖維裸露在葉片外表面。分析發(fā)現(xiàn)，基體脫落是由于SiCf/SiC-CMC在制備和機(jī)械加工過程中產(chǎn)生了空隙、裂紋等缺陷，同時纖維和基體組分間存在熱不匹配現(xiàn)象，在溫度加載過程中產(chǎn)生了較大熱應(yīng)力，導(dǎo)致這些薄弱位置裂紋擴(kuò)展并造成基體脫落。

圖6 葉片損傷位置SEM觀測圖Fig.6 SEM observation of blade damage location

為分析CMC導(dǎo)葉在該試驗條件下的氧化情況，分別選取如圖7所示的葉片外部纖維裸露區(qū)域和葉片內(nèi)部纖維區(qū)域(認(rèn)為葉片內(nèi)部未發(fā)生氧化，作為參照組)進(jìn)行制樣，開展元素成分分析。成分檢測為整個觀測區(qū)域表面取平均，測試結(jié)果見表3。

圖7 元素成分檢測區(qū)域Fig.7 Areas for elements detection

表3 元素成分檢測結(jié)果Table 3 Results of elementary composition

表4 原子數(shù)歸一化結(jié)果Table 4 Results of atomic number normalization

為便于比較，按照Si原子數(shù)對檢測數(shù)據(jù)進(jìn)行歸一化，結(jié)果如表4所示。對比O原子比例可知，損傷區(qū)域的O 原子比例明顯高于葉片內(nèi)部，說明在大氣環(huán)境下經(jīng)過上述熱疲勞試驗，試驗件表面發(fā)生了氧化。本試驗最高溫度超過900℃，根據(jù)文獻(xiàn)[15]對SiC 氧化機(jī)理的研究，大氣環(huán)境下SiC 在800℃開始氧化，生成不承力的玻璃態(tài)氧化產(chǎn)物SiO2。纖維表面的C-Si比0.145低于內(nèi)部纖維C-Si比0.349，這是因為C 被氧化為氣體揮發(fā)，而Si 被氧化為SiO2留在了試驗件表面。纖維作為SiCf/SiC-CMC的主要承載組分，由于熱疲勞造成基體脫落而裸露在空氣中發(fā)生氧化，會降低其力學(xué)性能。航空發(fā)動機(jī)實(shí)際工作的燃?xì)猸h(huán)境中條件更為惡劣，可能會引發(fā)更嚴(yán)重的構(gòu)件破壞。

5 結(jié)論

(1)采用高頻電磁感應(yīng)加熱的方式，基于SiCf/SiC-CMC不導(dǎo)電的特性，通過金屬熱傳遞結(jié)構(gòu)間接加熱的方式建立了SiCf/SiC-CMC低壓渦輪導(dǎo)葉熱疲勞試驗方法。試驗最高溫度達(dá)902℃，且模擬了導(dǎo)葉徑向溫差。導(dǎo)葉處于高溫狀態(tài)時，葉身最高溫度與目標(biāo)載荷譜的相對誤差為2.33%；導(dǎo)葉處于低溫狀態(tài)時，葉身最高溫度與目標(biāo)載荷譜的相對誤差為1.26%。

(2)根據(jù)某大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)低壓渦輪導(dǎo)葉在兩種典型工作狀態(tài)下的溫度條件，開展了SiCf/SiC-CMC 低壓渦輪導(dǎo)葉熱疲勞試驗。1 000 循環(huán)后導(dǎo)葉表面未出現(xiàn)破壞性長裂紋，但在溫差較大位置出現(xiàn)了基體脫落的凹坑。試驗前后試驗件質(zhì)量有所減小，基體脫落損傷造成表面粗糙度增加。

(3)試驗后部分基體脫落位置有大量SiC纖維裸露在葉片外表面，葉片外部裸露纖維發(fā)生明顯氧化。