田偉，何愛杰，鐘燕，牟仁德，張甲

(1.中國燃氣渦輪研究院，成都610500；2.北京航空材料研究院，北京100095；3.中國科學院金屬研究所，沈陽110016)

高推重比發(fā)動機熱障涂層應用現(xiàn)狀分析

田偉1，何愛杰1，鐘燕1，牟仁德2，張甲3

(1.中國燃氣渦輪研究院，成都610500；2.北京航空材料研究院，北京100095；3.中國科學院金屬研究所，沈陽110016)

介紹了熱障涂層(TBC)的主要材料和制備工藝，分析了TBC在國內(nèi)外航空發(fā)動機中的典型應用實例。目前工程應用的TBC多為由金屬底層和陶瓷面層組成的雙層結構，金屬底層采用MCrAlY包覆型涂層或Pt-Al(或Al)滲層，陶瓷面層采用YSZ涂層。美國的航空發(fā)動機中，體積較大的靜子零件多采用VPS MCrAlY底層+APS YSZ面層的TBC，體積較小的轉動零件主要采用Pt-Al滲層(或EB-PVD MCrAlY)+EB-PVD YSZ面層的TBC。我國的航空發(fā)動機中，燃燒室浮動瓦片和高壓渦輪導葉等零件采用了TBC，其主要技術難點在于涂層的厚度均勻性控制、表面粗糙度控制以及涂層對氣膜孔影響的控制等方面。

航空發(fā)動機；熱障涂層；渦輪葉片；浮動瓦片；材料工藝；應用研究；高推重比

1　引言

熱障涂層(TBC)在先進航空發(fā)動機中具有廣泛的應用需求，主要用于燃燒室火焰筒、渦輪葉片、尾噴管等與高溫燃氣直接接觸的熱端部件。TBC可顯著降低熱端部件基體材料的工作溫度，具有防止高溫氧化/腐蝕、延長零件壽命、提高發(fā)動機性能等重要作用[1-3]。TBC的研究源于20世紀40年代末期，60年代美國航空航天局首先將TBC成功用于火箭飛機的噴火管，70年代TBC開始用于美國J75航空發(fā)動機的渦輪葉片。自此，TBC技術成為航空發(fā)動機發(fā)展必不可少的一項關鍵技術[4]。

幾十年來，TBC技術不斷獲得發(fā)展和進步。結構體系方面發(fā)展了雙層、多層、梯度等結構形式[5]。材料體系方面發(fā)展了MgO-ZrO2、CaO-ZrO2、Y2O3-ZrO2、稀土改性Y2O3-ZrO2、Ln2Zr2O7(稀土鋯酸鹽)等涂層材料。制備技術方面發(fā)展了大氣等離子噴涂(APS)、物理氣相沉積(PVD)、化學氣相沉積(CVD)等涂層制備工藝。此外，在涂層的抗沖刷性、抗高溫腐蝕性、抗熱沖擊性及失效機理等方面均開展了深入研究[6-10]。

本文歸納總結了航空發(fā)動機用TBC的主要材料及制備工藝，對TBC的典型應用實例和技術難點進行了分析，并提出了相應的改進措施，以期為我國航空發(fā)動機型號研制和預研提供參考。

2　TBC的主要材料及制備工藝

目前，航空發(fā)動機中廣泛應用的TBC為雙層結構，由金屬底層(或稱為粘結層)和陶瓷面層構成。金屬底層主要是改善陶瓷面層與基體合金的物理相容性和抗氧化腐蝕性能，陶瓷面層則是起隔熱和減緩熱沖擊的作用。

2.1底層材料及制備工藝

現(xiàn)采用的金屬底層主要有兩類：MCrAlY包覆型涂層和鋁化物擴散型滲層。

MCrAlY包覆型涂層中的M主要是Ni、Co或Ni+ Co，作為金屬底層的主要成分，可保證涂層與高溫合金基體(通常為Ni基或Co基高溫合金)的相容性。根據(jù)高溫合金基體的成分、組織和工作環(huán)境等，可對MCrAlY涂層的成分進行適當調(diào)整。MCrAlY涂層中的Al可在底層表面生成Al2O3氧化膜，阻止涂層進一步被氧化，Al含量通常在8%～12%；Cr可形成Cr2O3氧化膜，除了抗氧化作用外，還可起到抗硫化腐蝕和熱腐蝕的作用；Y可增強Al2O3氧化膜的附著力，提高涂層的抗熱震性，其含量通常為0.3%～1.0%。根據(jù)基體合金材料的特性及工作要求，MCrAlY涂層中還可添加Ta、Hf等元素，進一步提高MCrAlY涂層的高溫性能，延長使用壽命。MCrAlY涂層可采用真空等離子噴涂(VPS)、超聲速火焰噴涂(HVOF)或真空電弧鍍(VAP)等工藝進行制備。對于渦輪葉片的MCrAlY金屬底層，美國大多采用VPS進行制備，俄羅斯則主要采用VAP工藝[11-13]。

鋁化物擴散型滲層主要包括Al滲層、Cr-Al滲層和Pt-Al滲層等。其中，Pt-Al是一種新型高性能TBC粘結底層，Pt可降低涂層與基體間的元素互擴散，增強涂層組織的穩(wěn)定性，使涂層在長時間內(nèi)維持較高的Al濃度。Pt-Al涂層的制備工藝是先在基體零件上電鍍一層厚度約為7 μm的Pt鍍層，然后進行退火處理，處理后進行粉末滲Al或氣體滲Al[14-16]。

金屬底層材料和制備工藝的選擇很大程度上取決于被涂覆零件的基體材料。先進航空發(fā)動機渦輪葉片多采用不含C或含C量很少的單晶高溫合金，葉片表面直接涂覆含Al、Cr的涂層時，Al、Cr會以較快的速度擴散至基體內(nèi)部，形成二次反應區(qū)和有害相。二次反應區(qū)的深度可達1 mm左右，將嚴重降低渦輪葉片的使用壽命。因此，單晶渦輪葉片涂覆MCrAlY涂層前，應先進行滲C處理或涂覆其他擴散阻隔層。Pt-Al涂層中的Pt可起到抑制Al元素擴散的作用，一般不再需要涂覆其他擴散阻隔層。

2.2面層材料及制備工藝

目前應用的陶瓷面層材料，主要是6%～8%(質(zhì)量分數(shù))Y2O3部分穩(wěn)定的ZrO2(即YSZ材料)。YSZ涂層可采用APS或電子束物理氣相沉積(EB-PVD)進行制備，其中燃燒室火焰筒、尾噴管等體積較大的靜子零件表面主要采用APS制備，渦輪工作葉片及單晶渦輪導葉等體積較小且要求較高的零件表面主要采用EB-PVD制備。

3　TBC在美國航空發(fā)動機中的典型應用實例及分析

TBC可為航空發(fā)動機帶來巨大效益，美國航空發(fā)動機的熱端部件大量使用了TBC技術。表1列舉了TBC在美國GE公司和P&W公司商用發(fā)動機渦輪葉片上的應用情況。

表1　TBCs在商用發(fā)動機渦輪葉片上的應用情況[17]Table 1 Application of thermal barrier coating on turbine airfoils of commercial aero engine

3.1等離子噴涂TBC在高壓渦輪第2級導葉上的應用[17-18]

圖1(a)為CF6-80商用發(fā)動機高壓渦輪第2級導葉實物照片。該導葉采用等軸晶高溫合金鑄造，整個葉片使用了抗氧化Al滲層，并且在葉片的緣板上涂覆了由VPS MCrAlY底層+APS YSZ面層組成的TBC。涂層制備工藝為：葉片機械加工(研磨、拋光、打孔)→清洗→緣板部位噴砂處理→整個葉片進行滲Al處理→緣板部位噴涂VPS MCrAlY涂層→擴散熱處理→涂覆APS YSZ涂層→表面剖光。

圖1(b)為TBC剖面的顯微組織照片?？梢姡~片基體表面是厚度為50～100 μm的Al滲層，其作用是提高葉片表面未涂覆TBC區(qū)域的抗氧化性能。Al滲層之上是MCrAlY涂層，該涂層一方面可進一步增強抗氧化性能，另一方面可在YSZ陶瓷層與葉片基體間起到過渡作用。MCrAlY涂層的厚度通常為80～150 μm。MCrAlY涂層之上為灰色的YSZ陶瓷層，厚度為200～300 μm。YSZ與MCrAlY涂層之間為機械結合，因此要求MCrAlY涂層的表面具有足夠的粗糙度。

圖1　高壓渦輪第2級導葉TBC[17]Fig.1 TBCs on a high pressure turbine stage 2 vane

美國航空發(fā)動機的導葉涂層應用情況表明，金屬底層的化學成分和制備工藝對于TBC的使用壽命影響顯著，金屬底層的化學成分應根據(jù)渦輪葉片材料特性進行必要調(diào)整。

3.2EB-PVD TBC在高壓渦輪第1級工作葉片上的應用[17，19-22]

相比于高壓渦輪第2級導葉，第1級工作葉片的使用溫度更高，工作載荷更大，使用條件更為苛刻，因此采用了更為先進的EB-PVD TBC。EB-PVD TBC具有柱狀晶結構，與APS TBC相比，其應變?nèi)菹薷?，結合強度更好，使用壽命更長，適用于載荷更大的渦輪工作葉片。

圖2(a)為CF6-80商用發(fā)動機高壓渦輪第1級工作葉片的實物照片。該葉片采用定向凝固高溫合金鑄造，使用Pt-Al涂層作為底層，EB-PVD YSZ涂層作為面層。該TBC的制備工藝為：機械加工(研磨、拋光、打孔)→清洗→電鍍Pt→擴散熱處理→滲Al→涂覆EB-PVD YSZ涂層→最終熱處理/時效→表面處理。

圖2(b)是TBC的顯微組織照片。可看出，底層厚度為50～80 μm，白亮的PtAl2析出相分布在較暗的Ni-Pt-Al基體上。EB-PVD YSZ涂層的表面較APS YSZ涂層光滑，涂層厚度為80～120 μm。EB-PVD YSZ涂層具有典型的柱狀晶粒，柱狀晶粒之間致密度較低，因此EB-PVD YSZ涂層的隔熱性比APS YSZ涂層的差。

圖2　高壓渦輪第1級工作葉片TBC[17]Fig.2 TBCs on high pressure turbine stage 1 blade

EB-PVD YSZ涂層的主要失效模式是結合層氧化造成的剝落。Pt-Al涂層被氧化后會在其與YSZ涂層的界面上形成熱生長氧化物層(TGO)，當TGO厚度達到6～8 μm后，熱失配作用將導致YSZ面層剝落[21-22]。

Pt-Al+EB-PVD YSZ TBC在高壓渦輪第1級工作葉片上的應用效果良好。達到發(fā)動機大修周期(每個大修周期為10 000～20 000 h，約含2 000～4 000個工作循環(huán))后，TBC只是在葉盆側發(fā)生了局部剝落。涂層局部剝落后，并未造成葉片的燒蝕或其他嚴重性破壞。

4　TBC在我國航空發(fā)動機中的典型應用及技術難點分析

4.1燃燒室浮動瓦片TBC

某航空發(fā)動機燃燒室采用了先進的浮動壁瓦片結構。浮動瓦片是長寬比較大的薄壁鑄件，其上密布大量的細小擾流柱、冷卻孔和螺柱，結構復雜。使用過程中，浮動瓦片與高溫燃氣相接觸，需采用TBC來降低金屬溫度，提高抗氧化性能。經(jīng)試驗分析確定，浮動瓦片采用HVOF MCrAlY底層+APS YSZ面層的TBC。該TBC在試制中存在三個技術難點：涂層制備時浮動瓦片的變形控制、涂層對氣膜孔的影響控制以及涂層均勻性控制。噴涂TBC后的浮動瓦片如圖3所示。

圖3　噴涂TBC后的浮動瓦片F(xiàn)ig.3 Pictures of flame tube floating tiles with TBCs

浮動瓦片為薄壁鑄件，厚度約為1 mm，受鑄件內(nèi)部殘余應力等因素的影響，在涂層制備過程中瓦片很容易產(chǎn)生變形。分析發(fā)現(xiàn)，噴涂前的噴砂處理是引起浮動瓦片變形的主要原因。噴砂壓力越大，浮動瓦片的變形量越大。當噴砂壓力為0.1 MPa時，浮動瓦片自由端的變形量約為4 mm；當壓力增加到0.3 MPa時，自由端的變形量可達到7 mm左右。大量工藝試驗表明，采用專用的曲面工裝和預變形處理，可有效防止噴砂過程中的浮動瓦片變形，保證噴涂涂層后的輪廓度基本符合設計要求。

采用氣膜冷卻和TBC是提高浮動瓦片承溫能力、延長使用壽命的兩種重要途徑。氣膜冷卻效果與氣膜孔的形狀、大小和分布形式密切相關。浮動瓦片上分布有大量的不同直徑尺寸的氣膜孔，其直徑約為0.8～1.2 mm。涂覆TBC后氣膜孔的大小和孔邊形貌將發(fā)生改變，進而影響冷卻效果。涂覆TBC后的氣膜孔形貌如圖4所示，氣膜孔仍基本保持圓形，但其內(nèi)壁粘覆有涂層，導致孔徑變小。研究發(fā)現(xiàn)，氣膜孔直徑越小，涂層厚度越大，氣膜孔的縮小量越大。底層厚度為0.12～0.16 mm、面層厚度為0.24～0.28 mm時，氣膜孔直徑將由原來的1.0 mm縮小為0.8～0.9 mm。解決此問題的主要措施是在鑄造時將氣膜孔直徑適當放大，并在涂覆時嚴格控制噴涂角度和涂層厚度。

由于浮動瓦片帶有一定的弧度，涂層的組織均勻性和厚度均勻性控制難度較高。采用人工手持噴槍無法滿足涂層均勻性的要求，需采用高精度機械手完成噴涂。

圖4　浮動瓦片噴涂TBC后的氣膜孔形貌Fig.4 Morphology of film hole on flame tube floating tile coated with TBCs

4.2高壓渦輪導葉TBC

某航空發(fā)動機高壓渦輪采用了復合傾斜雙聯(lián)導葉(簡稱高壓導葉，其結構如圖5所示)。該高壓導葉由葉身和上、下緣板組成，葉身和上、下緣板均帶有大量的細小氣膜孔。發(fā)動機工作過程中，高壓導葉承受燃燒室出口高溫燃氣沖擊，需采用TBC來降低金屬溫度，提高抗氧化性能。經(jīng)試驗分析確定，高壓導葉采用VAP MCrAlY底層+EB-PVD YSZ面層的TBC。該TBC的技術難點是涂層表面粗糙度控制、涂層厚度控制和涂層對氣膜孔的影響控制。

圖5　涂覆TBC的高壓渦輪導葉Fig.5 Pictures of high pressure turbine vanes with TBCs

高壓導葉的主要功能是調(diào)整燃氣的方向和流速，使熱能轉變?yōu)閯幽?，因此高壓導葉應具有盡可能好的表面粗糙度，以提高氣動性能。高壓導葉TBC的表面粗糙度與葉片鑄件表面粗糙度、涂層工藝、涂層厚度等因素有關。一般情況下，TBC的表面粗糙度大于涂覆之前葉片鑄件的表面粗糙度。目前，高壓導葉EB-PVD YSZ TBC的表面粗糙度在Ra2.5 μm～Ra3.2 μm之間，難以完全達到設計要求，后續(xù)須研究采用拋磨和光飾處理降低TBC表面粗糙度的技術。

高壓導葉TBC應具有均勻一致的厚度以保證隔熱效果，并避免對葉片之間的流道尺寸產(chǎn)生影響。但受雙聯(lián)葉片結構特征和EB-PVD工藝特性所限，涂層涂覆時存在較嚴重的遮擋部位，導致不同區(qū)域的涂層厚度不一致。遮擋區(qū)域（涂層較?。┩繉雍穸燃s為50 μm時，無遮擋區(qū)域（涂層較厚）的涂層厚度可達150 μm以上。為降低涂層厚度不均造成的不利影響，涂覆時必須控制好雙聯(lián)葉片喉道部位的涂層厚度。

高壓導葉上的冷卻氣膜孔(最小直徑在0.4～0.5 mm范圍)，很多都是與葉片表面呈一定角度的斜孔。EB-PVD制備YSZ涂層的過程中，涂層材料以氣態(tài)到達葉片表面，再經(jīng)過形核、生長形成涂層。這一過程通常不會造成氣膜孔堵塞，但會導致氣膜孔縮小和孔邊形貌改變。氣膜孔縮小程度與氣膜孔的形狀、直徑、分布部位及涂層厚度等因素密切相關。尤其是對于圖6所示的異形、傾斜氣膜孔，涂覆TBC后氣膜孔直徑顯著縮小，出口形貌明顯改變，嚴重影響氣膜孔的一致性和冷卻效果。

圖6　高壓導葉氣膜孔形貌Fig.6 Morphology of film hole on high pressure turbine vane coated with TBCs

高壓導葉涂覆TBC后，氣膜孔的直徑縮小量最高可達20%左右。初步傳熱估算表明，氣膜孔直徑縮小量越大，葉片表面的溫升越高，如圖7所示。當平均氣膜孔直徑縮小量達到20%時，葉片局部溫度最大可升高50℃左右。為避免氣膜孔直徑縮小對葉片溫升的不利影響，需要在試驗中獲得不同氣膜孔的縮小規(guī)律，以在制孔時預先加大氣膜孔直徑。但是由于氣膜孔的數(shù)量非常多，且形狀、直徑和分布位置差異大，因此要獲得每個氣膜孔的縮小規(guī)律比較困難。目前，科研人員正在研究涂層對氣膜孔的影響規(guī)律，并與氣膜孔尺寸、位置分布進行迭代設計。

由于上述原因，設計者期望實現(xiàn)先涂層后制孔的工藝路線，以避免TBC導致的氣膜孔縮小和孔邊形貌改變，真正實現(xiàn)氣膜孔孔口按冷卻需要設計。國外采用干式激光短脈沖和水助激光加工等技術，已成功實現(xiàn)帶陶瓷TBC的渦輪葉片制孔，國內(nèi)正積極開展相關研究。

圖7　氣膜孔縮小量對葉片溫度的影響Fig.7 Effects of film holes diameter reduction on high pressure turbine vane temperature

5　結束語

目前工程應用的TBC多為金屬底層和陶瓷面層構成的雙層結構。金屬底層為MCrAlY包覆型涂層或鋁化物滲層，采用VPS、HVOF或者VAP等工藝制備；陶瓷面層為YSZ涂層采用APS或者EB-PVD制備。美國的航空發(fā)動機中，體積較大的靜子零件多采用VPS MCrAlY底層+APS YSZ面層的TBC，體積較小的轉動零件多采用Pt-Al(或Al)滲層(或EB-PVD MCrAlY)+EB-PVD YSZ面層的TBC。我國的航空發(fā)動機中，燃燒室浮動瓦片和高壓渦輪導葉等熱端部件使用了TBC，但TBC的厚度均勻性、表面粗糙度、涂層對零件變形的影響以及涂層對氣膜孔的影響等技術難點需要進一步研究解決。

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Application of thermal barrier coatings on aero-engines of high thrust-to-weight ratio

TIAN Wei1，HE Ai-jie1，ZHONG Yan1，MU Ren-de2，ZHANG Jia3
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China；3.Institute of Metal Research，Chinese Academy of Science，Shenyang 110016，China)

The materials and preparation methods of TBCs were introduced.The typical application cases of TBCs used on different parts of aero-engine were analyzed.Most TBCs used in aero-engines are bilayer structured,consisting of metal bond coating and ceramic top coating.The metal bond coating is made of MCrAlY or Pt-Al and the ceramic top coating is made of YSZ.For America commercial aero-engines,the TBCs on static parts are usually made of VPS MCrAlY+APS YSZ.The TBCs on rotator parts are usually made of Pt-Al(or EB-PVD MCrAlY)+EB-PVD YSZ.TBCs are widely used in Chinese aero-engine parts, such as flame tube floating tile and turbine guide vane.The technological challenges for those TBCs are control of thickness uniformity,surface roughness and the effect of TBCs on film holes.

aero-engine；thermal barrier coatings；turbine blade；floating tile；materials technology；application research；high thrust-to-weight ratio

V231.1；V255+.5

A

1672-2620(2016)05-0052-06

2015-12-17；

2016-07-18

田偉(1981-)，男，河北霸州人，高級工程師，博士，主要從事航空發(fā)動機設計選材、失效分析及新材料應用研究。