閆維亮，楊 麗，周益春，嚴(yán) 剛，李 聰

（1. 西安電子科技大學(xué)，西安 710126；2. 西安電子科技大學(xué)涂層薄膜材料與器件前沿交叉研究中心，西安 710126）

航空發(fā)動機(jī)是飛行器的核心，而推重比是發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵參數(shù)。近年來，隨著推重比的提升，發(fā)動機(jī)的燃?xì)膺M(jìn)口溫度不斷增大，先進(jìn)渦扇發(fā)動機(jī)燃?xì)膺M(jìn)口溫度已經(jīng)達(dá)到了1900 K，如圖1 所示[1–2]。采用單晶材料或高效冷卻氣膜技術(shù)已不能滿足先進(jìn)發(fā)動機(jī)熱端部件的需求，熱障涂層隔熱防護(hù)技術(shù)是目前提高發(fā)動機(jī)服役溫度最有效的方法，是將耐高溫、抗腐蝕、低導(dǎo)熱的陶瓷材料噴涂或沉積在高溫合金基底表面，以降低熱端部件表面溫度、提高基體抗高溫氧化腐蝕性能的一種防護(hù)技術(shù)。

圖1 典型發(fā)動機(jī)及其燃?xì)膺M(jìn)口溫度[1]Fig.1 Typical engine and its gas inlet temperature[1]

熱障涂層是由隔熱的陶瓷層、抗氧化且增強(qiáng)結(jié)合力的粘結(jié)層以及鎳基高溫合金基體組成。各層成分和界面微觀結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性、熱力學(xué)性能的差異性，再加上渦輪葉片等熱端部件形狀的復(fù)雜、服役環(huán)境的惡劣，造成涂層在沒有先兆的情況下發(fā)生開裂、剝落，最終導(dǎo)致失效[3–5]，所以剝落失效是其安全應(yīng)用與發(fā)展急需解決的關(guān)鍵問題。研究發(fā)現(xiàn)，造成涂層剝落的服役環(huán)境主要有以下3 種類型。

（1）高溫氧化。高溫帶來的界面氧化、熱失配應(yīng)力是造成涂層剝落的重要因素[6]。

（2）沖蝕。飛機(jī)在飛行時將會受到燃油雜質(zhì)、外來物顆粒等的撞擊，即沖蝕[7]。

（3）CMAS 腐蝕。在沖蝕過程中，其粒子主要為鈣、鎂、鋁、硅等金屬氧化物的混合物（CMAS），當(dāng)溫度達(dá)到1250 ℃時，這些混合物就會熔融、滲透到陶瓷層，使涂層的性質(zhì)、結(jié)構(gòu)發(fā)生變化而導(dǎo)致涂層發(fā)生剝落失效[8]。在20 世紀(jì)70 年代，美國NASA 在高熱流密度的J–75 發(fā)動機(jī)上進(jìn)行了試車，驗證熱障涂層的隔熱效果，并以此為依據(jù)對陶瓷層的成分進(jìn)行了優(yōu)化[9]。但在實際發(fā)動機(jī)上試車不僅耗資巨大，而且由于粒子大小、速度的不確定性得到的數(shù)據(jù)不全面，不具有代表性。因此，服役環(huán)境試驗?zāi)M裝置的研制顯得尤為重要。

在3 大關(guān)鍵服役環(huán)境下，國際上通過自行研制的試驗?zāi)M系統(tǒng)，在某一溫度下使多種硬質(zhì)顆粒高速撞擊熱障涂層表面，再結(jié)合掃描電鏡等表征方法研究熱障涂層的失效機(jī)理。法國研制的Turbomeca 燃燒器裝置[10]，通過采用煤油、氯化鈉添加劑，實現(xiàn)了更復(fù)雜的熱循環(huán)。美國NASA 研發(fā)了高速燃?xì)饽M裝置[11]，采用氣槍熱沖擊并加入硬質(zhì)顆粒實現(xiàn)了熱障涂層沖蝕失效的模擬。德國研制的風(fēng)洞試驗?zāi)M裝置[12]，攜帶硬質(zhì)顆粒高速撞擊熱障涂層表面，同樣模擬了高溫沖蝕失效。國內(nèi)北京航天航空大學(xué)開發(fā)了熱障涂層熱力耦合服役環(huán)境模擬裝置[13]；西北工業(yè)大學(xué)通過亞音速風(fēng)洞和材料性能試驗機(jī)結(jié)合研發(fā)了熱障涂層的熱震試驗系統(tǒng)[14]；湘潭大學(xué)開發(fā)了熱障涂層服役環(huán)境試驗?zāi)M裝置[15]。本文綜述了熱障涂層服役環(huán)境模擬試驗方法的發(fā)展現(xiàn)狀，并對未來研究及發(fā)展趨勢進(jìn)行展望。

1 熱障涂層單一服役環(huán)境試驗方法

1.1 高溫?zé)嵫h(huán)試驗裝置

熱循環(huán)是利用高溫爐對熱障涂層加熱、保溫、冷卻（空冷、水冷或冷氣驟冷）的方式進(jìn)行循環(huán)試驗，從而模擬熱障涂層在飛機(jī)起飛、飛行與降落狀態(tài)下的熱載荷。通過控制氧氣的含量，可以分析熱障涂層界面氧化規(guī)律與機(jī)理。該方法具有以下優(yōu)點(diǎn)： （1）與發(fā)動機(jī)環(huán)境類似，其升、降溫速率的調(diào)節(jié)可通過不同方式實現(xiàn)；（2）冷熱交替循環(huán)因素、溫度因素均可實現(xiàn)模擬； （3）設(shè)備和操作較為簡易?；谶@些優(yōu)勢，熱循環(huán)法在熱障涂層的考核中應(yīng)用非常廣泛。其缺點(diǎn)是熱障涂層和基體置于相同的溫度環(huán)境中，不能有效模擬熱/溫度梯度，導(dǎo)致無法分析涂層內(nèi)部應(yīng)力梯度。

通常情況下，熱障涂層需歷經(jīng)上千甚至上萬次熱循環(huán)才能剝落，手動高溫爐加熱、爐外冷卻和計數(shù)極為耗時，所以全自動化高溫爐的開發(fā)是熱循環(huán)試驗穩(wěn)定進(jìn)行的關(guān)鍵。圖2 為自動高溫?zé)嵫h(huán)爐和工作時的爐腔內(nèi)部[16–17]，主要由自動控制系統(tǒng)、高溫加熱系統(tǒng)、爐門自動閉合傳動系統(tǒng)組成。先設(shè)定試驗所需的溫度和加熱、保溫、冷卻時間；開啟高溫爐，待爐內(nèi)溫度達(dá)到所設(shè)定的溫度后，啟動自動循環(huán)系統(tǒng)；隨后將樣品放在已下降的載樣臺上，經(jīng)傳送系統(tǒng)自動將其送入、閉合，然后自動加熱、保溫；到達(dá)設(shè)定時間后，爐門自動打開、載樣臺下降，樣品進(jìn)行冷卻；如此循環(huán)，直到樣品失效或達(dá)到設(shè)定循環(huán)次數(shù)試驗停止。該自動高溫?zé)嵫h(huán)爐不僅可以進(jìn)行高溫?zé)嵫h(huán)，還可以實現(xiàn)高溫氧化、高溫CMAS 腐蝕等試驗。這些模擬試驗均以單一溫度作為載荷。

圖2 自動高溫?zé)嵫h(huán)爐和工作時的爐腔內(nèi)部[16–17]Fig.2 Automatic high-temperature thermal circulation furnace and inside the furnace chamber during operation[16–17]

在上述熱循環(huán)測試的基礎(chǔ)上，為了在環(huán)境因素、升降溫速率和熱流量等方面更接近真實工況，進(jìn)一步模擬從涂層表面到基體內(nèi)部的溫度梯度/熱梯度，國外開始搭建具有該功能的模擬服役試驗平臺，更有效地考核熱障涂層壽命評價、失效機(jī)理的研究。較為典型的是德國Juelich 研究中心搭建的燃?xì)鉄釠_擊裝置[18]，如圖3（a）所示。該裝置是以氧–甲烷作為燃料，整個系統(tǒng)由PLC 控制，所有氣體流量均由控制器進(jìn)行調(diào)節(jié)，如圖3（b）所示。在熱沖擊運(yùn)行時，燃?xì)鉀_擊涂層表面，而壓縮空氣從基體側(cè)進(jìn)行冷卻。表面溫度通過紅外測溫儀測量，通常在1200～1500 ℃，基體溫度由熱電偶進(jìn)行測溫及控溫（900～1100 ℃）。同時還安裝了聲發(fā)生裝置，以監(jiān)測涂層的開裂剝離信號。經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)，在熱循環(huán)條件下逐層剝離的主要因素是應(yīng)力梯度和梯度燒結(jié)，長時間的循環(huán)也會導(dǎo)致陶瓷層底層開裂。在較低的表面溫度下，失效主要由熱生長氧化物的生長引起，而在1300 ℃以上的高溫表面下，失效發(fā)生在熱障涂層內(nèi)靠近表面的地方。

圖3 燃?xì)鉄釠_擊設(shè)備Fig.3 Gas thermal shock equipment

國內(nèi)的北京航空航天大學(xué)、西安交通大學(xué)、湘潭大學(xué)等單位針對熱梯度測試設(shè)備進(jìn)行了大量的開發(fā)和應(yīng)用，逐漸完善了燃?xì)鉄釠_擊熱障涂層熱梯度模擬方面的缺失[19–20]。近年來，熱梯度模擬逐漸向多因素耦合、更高熱流量、更高效率等方面發(fā)展。意大利搭建了多槍加熱和圓盤狀卡具的Ansaldo 熱梯度模擬測試裝置，如圖4 所示[10]。該設(shè)備安裝有兩個燃燒噴槍，一個以氧丙烷為燃料，進(jìn)行熱梯度的模擬；另一個以天然氣為燃料，在熱循環(huán)條件下（高達(dá)1100 ℃）進(jìn)行長期氧化試驗和腐蝕測試。實現(xiàn)了高溫、冷熱疲勞和長時氧化條件下的多樣品的同時模擬測試。瑞典Volvo Aero 公司設(shè)計了圓盤裝卡設(shè)備，可同時進(jìn)行8 個樣品的模擬測試，該方法具有較高的測試效率[10]。

圖4 意大利Ansaldo 熱沖擊和熱循環(huán)設(shè)備[10]Fig.4 Thermal shock and thermal cycling Ansaldo facility[10]

1.2 CMAS 腐蝕試驗裝置

在服役環(huán)境中，除了需要考慮燃燒環(huán)境外，CMAS 腐蝕環(huán)境也是需要重點(diǎn)考慮的問題。德國Juelich 研究中心在熱梯度模擬裝置（圖3）的基礎(chǔ)上，對火焰噴槍結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化，在該結(jié)構(gòu)的中心部位設(shè)計了噴射CMAS 溶液的裝置，模擬CMAS 對熱障涂層的損傷作用，實現(xiàn)了熱梯度條件下熱–化學(xué)損傷研究[21]。法國研發(fā) 的Turbomeca[10，21–22]3區(qū)燃燒器試驗臺如圖5 所示，可以實現(xiàn)熱障涂層900 ℃高溫?zé)嵫h(huán)、1000～1100 ℃高溫氧化、鹽類水溶液腐蝕等試驗，將棒狀試樣放置在旋轉(zhuǎn)支架上進(jìn)行，并對該設(shè)備進(jìn)行了改進(jìn)，通過采用煤油、硫磺和鹽類水溶液，模擬熔鹽和航空煤油雜質(zhì)對涂層的損傷作用，實現(xiàn)了更為復(fù)雜的熱循環(huán)[22]。

圖5 Turbomeca 3 區(qū)燃燒器設(shè)備示意圖Fig.5 Schematic drawing of the three-zone burner rig at Turbomeca

通過穩(wěn)態(tài)激光熱流技術(shù)，美國NASA 研發(fā)了穩(wěn)態(tài)激光熱流裝置，實現(xiàn)了CMAS、高熱流密度、高溫度梯度等對熱障涂層失效影響的研究，如圖6 所示[23]。Tan 等[24]采用該技術(shù)對熱障涂層的熱傳導(dǎo)特性進(jìn)行研究，該系統(tǒng)為模擬真實工況熱梯度提供了新方法。Zhu 等[25]通過穩(wěn)態(tài)激光熱流技術(shù)，結(jié)合CMAS 沉積物的涂覆，對熱障涂層在高溫、CMAS 熔融條件下的失效機(jī)制進(jìn)行了系統(tǒng)研究。國內(nèi)北京航空航天大學(xué)、湘潭大學(xué)等對“CMAS 沉積物+熱梯度”環(huán)境下的模擬裝置也進(jìn)行了改進(jìn)，揭示了CMAS 耦合服役環(huán)境下，涂層的逐層剝落機(jī)制[26]。

圖6 美國NASA 研發(fā)的穩(wěn)態(tài)激光熱流裝置[23]Fig.6 Steady state laser heat flow device developed by NASA[23]

1.3 高溫沖蝕試驗裝置

高溫沖蝕是熱障涂層主要失效模式之一。航空發(fā)動機(jī)在運(yùn)行過程中，沖蝕失效的固態(tài)粒子主要來自燃油雜質(zhì)、外來撞擊物等。德國Juelich研究中心研制的上述裝置（圖3）也可以對熱障涂層進(jìn)行沖蝕試驗，通過燃?xì)鈿怏w加熱的方式將帶有沖蝕顆粒（Al2O3或其他硬質(zhì)顆粒）的高速氣流噴射在熱障涂層的表面，模擬熱障涂層的沖蝕失效[27]。Swar 等[28]采用了電加熱和高速氣體噴槍的熱沖蝕設(shè)備，溫度達(dá)1400 ℃，可以在試驗過程中加入腐蝕鹽溶液和沖蝕粉末。Shin 等[29]采用沖蝕測試的風(fēng)洞，搭建了高溫沖蝕的模擬試驗裝置，如圖7 所示。該裝置主要包括燃燒室、送粉器、顆粒預(yù)熱和注射、加速風(fēng)洞等。固態(tài)顆粒被輸送至預(yù)熱艙后與主氣混合，經(jīng)燃燒室加熱后，攜帶沖蝕顆粒的加速燃?xì)鈴膰姌屩懈咚賴姵?，對熱障涂層進(jìn)行沖蝕測試。

圖7 美國Cincinati 大學(xué)的高溫沖蝕模擬試驗裝置[29]Fig.7 High temperature erosion simulation experimental device of Cincinati University[29]

在20 世紀(jì)80 年代，美國NASA研制的燃燒沖蝕裝置如圖8 所示[30]。該裝置采用氣體槍方式，主要由燃燒室、送粉器、沖蝕顆粒、腐蝕氣流添加系統(tǒng)、測溫系統(tǒng)等組成，具有高速燃?xì)猓?.3～1 馬赫）、高溫及熱梯度模擬等特點(diǎn)，美國NASA 通過該裝置對熱障涂層進(jìn)行了大量的考核評價，以此來優(yōu)化熱障涂層的抗高溫沖蝕性能。Cernuschi 等[31]采用高溫沖蝕裝置研究了YAG 涂層和Gd2Zr2O7涂層的抗高溫沖蝕性能。國內(nèi)西安交通大學(xué)設(shè)計了風(fēng)洞試驗平臺[32]，可實現(xiàn)高溫高速氣流狀態(tài)的模擬，同時可在風(fēng)洞內(nèi)加入固相粒子。上海工程技術(shù)大學(xué)研制了一套葉片沖蝕試驗風(fēng)洞系統(tǒng)[33]，可實現(xiàn)最高溫750 ℃、馬赫數(shù)低于0.3 的氣流模擬。

圖8 美國NASA 熱梯度條件下高速沖蝕裝置[30]Fig.8 High speed erosion device under thermal gradient of NASA[30]

2 熱障涂層多場耦合服役環(huán)境試驗方法

2.1 熱力聯(lián)合加載試驗裝置

熱力聯(lián)合加載裝置是早期研究熱障涂層破壞機(jī)理的重要手段，是在高溫環(huán)境下對熱障涂層施加拉、壓、彎等機(jī)械載荷，用以研究涂層的熱失配應(yīng)力和界面力學(xué)性能。文獻(xiàn)[34]采用氧乙炔火焰和材料試驗機(jī)模擬熱力聯(lián)合加載，將氧乙炔火焰作用在涂層表面，同時利用材料試驗機(jī)對熱障涂層施加拉伸、壓縮或彎曲的力。這種通過燃?xì)膺M(jìn)行加熱的方式，不足在于涂層表面受熱不均勻，并且簡易噴槍自動化程度低、溫度不可控。為此，文獻(xiàn)[35]采用高溫爐代替燃?xì)饧訜幔瑢崿F(xiàn)溫度和載荷的精準(zhǔn)控制。圖9 是高溫爐和三點(diǎn)彎曲載荷熱力聯(lián)合裝置示意圖[35]。該裝置主要包括高溫電阻爐、萬能試驗機(jī)加載系統(tǒng)以及實時檢測系統(tǒng)。試驗過程中，在高溫爐加熱涂層樣品的同時施加壓縮載荷，使涂層發(fā)生剝落失效，并通過數(shù)字散斑、聲發(fā)射等方法進(jìn)行實時檢測。

圖9 高溫爐和三點(diǎn)彎曲載荷熱力聯(lián)合裝置示意圖[35]Fig.9 Schematic diagram of high-temperature furnace and three-point bending load thermal power combination device[35]

2.2 熱力化耦合靜態(tài)試驗?zāi)M裝置

渦輪葉片熱障涂層的服役環(huán)境不僅存在高溫、機(jī)械力，更重要的是帶沖蝕、腐蝕顆粒的燃?xì)夂腿~片內(nèi)部通道的冷氣。另外，以上這些裝置都是采用易燃?xì)怏w作為燃燒介質(zhì)，與航空煤油燃燒環(huán)境存在一定的差異，并且沒有實現(xiàn)高溫、CMAS 腐蝕和沖蝕的一體化環(huán)境的加載。更重要的是，涂層失效過程的實時檢測和定量分析極為困難。

基于此，本課題組自主研制了渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合靜態(tài)（導(dǎo)向葉片靜止）試驗?zāi)M平臺[36–37]，如圖10 所示。該裝置主要包括超音速煤油噴槍、冷卻與輔助系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集與控制系統(tǒng)、實時檢測模塊和試驗操作平臺等。高溫、沖蝕、CMAS 腐蝕環(huán)境一體化模擬的超音速煤油噴槍，采用航空煤油與助燃?xì)怏w氧氣、壓縮空氣反應(yīng)，生成高溫、高速的高溫氣流，然后通過送粉系統(tǒng)把沖蝕、CMAS 腐蝕顆粒送入噴槍內(nèi)預(yù)留的管道內(nèi)，經(jīng)過噴槍加熱、加速，隨高溫火焰噴射在葉片上。另外，該裝置集成了聲發(fā)射儀、紅外熱像儀、數(shù)字圖像相關(guān)法測試系統(tǒng)（DIC）、CCD 攝像系統(tǒng)、復(fù)阻抗譜等無損檢測系統(tǒng)，對試驗過程中熱障涂層的關(guān)鍵損傷參數(shù)進(jìn)行實時檢測。

圖10 熱障涂層靜態(tài)試驗?zāi)M平臺[36–37]Fig.10 Static test simulation platform for thermal barrier coatings[36–37]

熱力化耦合靜態(tài)試驗?zāi)M裝置可實現(xiàn)1700 ℃高溫、馬赫數(shù)達(dá)2.0 的焰流、300 m/s 沖蝕等環(huán)境可控與可調(diào)的模擬，并實現(xiàn)了熱障涂層基底面的氣冷。同時，裝置集成了紅外熱成像、CCD 攝像、數(shù)字散斑、聲發(fā)射儀等無損檢測系統(tǒng)，可以對樣品的形貌與損傷演變過程進(jìn)行實時檢測。本裝置實現(xiàn)了高溫、沖蝕、CMAS 腐蝕服役環(huán)境及其耦合的加載、測試及控制方法；兼顧了熱障涂層服役環(huán)境與工作狀態(tài)的無損檢測技術(shù)集成、信號檢測與分析技術(shù)。

該裝置可以模擬航空發(fā)動機(jī)內(nèi)部溫度的交變循環(huán)、腐蝕氣體的侵蝕、硬質(zhì)顆粒的沖擊等單一、任意兩種或3 種服役環(huán)境，試驗的樣品包括各種尺寸的試片和葉片。其次，可以進(jìn)行高度自動化控制，并實現(xiàn)各種無損檢測設(shè)備在該裝置中的集成，為熱障涂層的氧化層生長、界面脫層、裂紋擴(kuò)展，以及形貌演化等方面的機(jī)理分析提供了直接的基礎(chǔ)試驗數(shù)據(jù)，是高性能航空發(fā)動機(jī)導(dǎo)向渦輪葉片的試驗和研究的重要技術(shù)基礎(chǔ)。

2.3 熱力化耦合動態(tài)試驗?zāi)M裝置

在航空發(fā)動機(jī)的真實工況中，除了高溫、沖蝕和CMAS腐蝕服役環(huán)境，工作葉片還存在高達(dá)1～50000 r/min的旋轉(zhuǎn)狀態(tài)。高速旋轉(zhuǎn)的葉片將會與燃?xì)猓ǜ邷亍_蝕和CMAS 腐蝕）產(chǎn)生交互作用，形成更為復(fù)雜的應(yīng)力場。這種復(fù)雜的交互作用在靜態(tài)設(shè)備中無法實現(xiàn)，所以渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合動態(tài)試驗平臺的搭建顯得尤為重要。本課題組研制的動態(tài)裝置同時實現(xiàn)了高溫燃?xì)夂透咚傩D(zhuǎn)狀態(tài)的模擬，為熱障涂層破壞機(jī)制的研究提供了有效的途徑。

在熱力化耦合靜態(tài)試驗平臺的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步突破了高溫高速旋轉(zhuǎn)設(shè)計與動平衡技術(shù)，研制出熱力化耦合動態(tài)試驗平臺，如圖11 所示[38–39]。該裝置的具體結(jié)構(gòu)包括超音速燃?xì)鈬姌?、高速旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集與控制系統(tǒng)、實時檢測系統(tǒng)、冷卻和輔助系統(tǒng)、試驗操作臺等。利用大功率電機(jī)提供動力，經(jīng)多級齒輪箱增速，帶動渦輪模型件高速旋轉(zhuǎn)，另一端帶動負(fù)載壓氣機(jī)吸收渦輪輸出載荷，產(chǎn)生壓縮空氣對導(dǎo)向葉片、工作葉片及噴槍等高溫部件進(jìn)行冷卻。在渦輪模型件的相對面均勻設(shè)置超音速噴槍，噴射出的帶顆粒高速燃?xì)?，?jīng)導(dǎo)向葉片加速和改變方向后加載至旋轉(zhuǎn)工作葉片上。

圖11 熱障涂層動態(tài)試驗?zāi)M平臺[38–39]Fig.11 Dynamic test simulation platform for thermal barrier coatings[38–39]

在動態(tài)試驗?zāi)M裝置中，可以通過聲發(fā)射儀、紅外熱像儀等檢測技術(shù)對靜止部件即導(dǎo)向葉片熱障涂層進(jìn)行實時檢測，對高速旋轉(zhuǎn)的工作葉片的實時檢測是巨大的難題。基于對實時檢測技術(shù)的深入積累，設(shè)計了一套微小型多通道高轉(zhuǎn)速長壽命帽式法蘭滑環(huán)。該導(dǎo)電滑環(huán)的“轉(zhuǎn)子”與旋轉(zhuǎn)涂層接觸的應(yīng)變片、熱電偶、聲發(fā)射傳感器等連接，接收損傷信號并將其轉(zhuǎn)換為電流/差分電壓信號，利用導(dǎo)電滑環(huán)“轉(zhuǎn)子”與“定子”的接觸，將不同類型的電流/查分信號傳輸給遠(yuǎn)端連接的動態(tài)電阻應(yīng)變儀、聲發(fā)射等信號采集平臺，從而實現(xiàn)對高速旋轉(zhuǎn)工作葉片熱障涂層應(yīng)變場、溫度場、裂紋擴(kuò)展信號的無損檢測。

該裝置實現(xiàn)了1500 ℃高溫、1 馬赫燃?xì)鉀_擊、300 m/s 沖蝕、10 mg/min CMAS 腐蝕、20000 r/min 旋轉(zhuǎn)、300～500 ℃氣膜冷卻等環(huán)境的可控可調(diào)。動態(tài)試驗平臺的搭建，可以建立熱障涂層實際應(yīng)用壽命和模擬壽命之間的關(guān)聯(lián)模型，有望取代部分試車試驗，節(jié)約成本；建立單一服役環(huán)境、多場耦合服役環(huán)境下熱障涂層的壽命預(yù)測模型，準(zhǔn)確預(yù)測熱障涂層的服役時間，提高其經(jīng)濟(jì)性。

通過對渦輪葉片靜態(tài)和高溫高速旋轉(zhuǎn)動態(tài)模擬試驗平臺的自主研制，目前已建立了熱障涂層高溫氧化、高溫燃?xì)鉄釠_擊、高溫沖蝕、高溫CMAS 腐蝕及多場耦合試驗方法與國家軍用標(biāo)準(zhǔn)。這套方法與標(biāo)準(zhǔn)已廣泛應(yīng)用于中國航發(fā)集團(tuán)各主機(jī)所與涂層研制單位，包括中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院、商發(fā)等。同時也建立了針對熱障涂層的力熱化耦合理論和渦輪葉片熱障涂層可靠性理論與計算方法。該裝置目前已授權(quán)美國、德國、俄羅斯發(fā)明專利及國家發(fā)明專利多項。

3 結(jié)論

熱障涂層是航空渦輪發(fā)動機(jī)高溫環(huán)境部件的關(guān)鍵材料，已成為發(fā)動機(jī)不可或缺的熱防護(hù)技術(shù)。熱障涂層的剝落失效、開裂是安全應(yīng)用與發(fā)展亟須解決的關(guān)鍵問題，而服役環(huán)境試驗?zāi)M裝置的研發(fā)是解決該問題的必然途徑，也是提升涂層性能的重要手段和方法。

熱障涂層服役的極端環(huán)境可概括為熱、力、化及3 者耦合的載荷。通過單一服役環(huán)境的模擬，深入揭示熱障涂層在溫度場、應(yīng)力場和化學(xué)場的失效機(jī)制。為更接近發(fā)動機(jī)的真實工況，研制了熱力化耦合靜態(tài)試驗平臺和動態(tài)試驗平臺。靜態(tài)試驗裝置是在沒有考慮高速旋轉(zhuǎn)的作用下，對靜止部件的熱障涂層進(jìn)行失效機(jī)制的分析，實現(xiàn)了高溫、沖蝕、CMAS腐蝕環(huán)境一體化模擬。而對工作葉片而言，還存在高達(dá)1～50000 r/min的旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，將與燃?xì)猱a(chǎn)生交互作用，形成更為復(fù)雜的應(yīng)力場。這種復(fù)雜的交互作用在靜態(tài)設(shè)備中無法實現(xiàn)，這時熱力化耦合動態(tài)試驗平臺顯得尤為重要。該裝置同時實現(xiàn)了高溫燃?xì)夂透咚傩D(zhuǎn)狀態(tài)的模擬，為熱障涂層破壞機(jī)制的研究提供了有效的途徑。

基于熱障涂層服役環(huán)境模擬試驗方法的不斷發(fā)展和進(jìn)步，未來的研究主要有以下幾個方面。

（1）建立熱障涂層實際應(yīng)用壽命和模擬壽命之間的關(guān)聯(lián)模型，有望取代部分試車試驗，節(jié)約成本。

（2）建立單一服役環(huán)境、多場耦合服役環(huán)境下熱障涂層的壽命預(yù)測模型，準(zhǔn)確預(yù)測熱障涂層的服役時間，提高經(jīng)濟(jì)性。

（3）在高溫高速旋轉(zhuǎn)下熱障涂層失效過程的實時檢測方法等方面作進(jìn)一步探究和發(fā)展。