航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱障涂層的主要失效模式

■ 唐詩(shī)白 荊甫雷 / 中國(guó)航發(fā)研究院

為了最大程度地提升發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和效率，熱障涂層通常在燃?xì)鉁囟瘸^(guò)無(wú)涂層渦輪葉片耐溫能力的環(huán)境下使用，涂層一旦失效，就會(huì)迅速導(dǎo)致構(gòu)件的燒蝕和斷裂。因此，研究熱障涂層系統(tǒng)的失效模式及損傷機(jī)理，進(jìn)而合理地評(píng)估涂層疲勞壽命，對(duì)發(fā)展熱障涂層應(yīng)用技術(shù)有重要意義。

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)要求渦輪葉片具有承受1340～1550℃甚至更高溫度的能力，且必須在復(fù)雜的工作環(huán)境和整個(gè)服役期間保持足夠的強(qiáng)度。目前，渦輪葉片普遍采用鑄造鎳基單晶高溫合金，結(jié)合復(fù)雜冷卻結(jié)構(gòu)以及熱障涂層（Thermal Barrier Coating，TBC）的方法達(dá)到所要求的構(gòu)件壽命。熱障涂層在葉片基體合金與高溫燃?xì)忾g提供隔熱層和抗氧化層，從而提高部件抗高溫腐蝕能力，在當(dāng)前使用溫度下延長(zhǎng)葉片服役壽命；同時(shí)也可以提高基體材料的工作溫度，在保持葉片原有設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)之上，減少冷卻空氣用量，顯著改善發(fā)動(dòng)機(jī)性能。由于熱障涂層對(duì)提高渦輪葉片綜合服役性能有著得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì)，已成為研制先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

圖1 熱障涂層失效模式

在純凈的燃?xì)猸h(huán)境中，熱障涂層耐久性主要由黏結(jié)層-陶瓷層界面熱生長(zhǎng)氧化層（TGO）決定。然而，并不是所有的燃?xì)猸h(huán)境都是純凈的，硫酸鹽或玻璃質(zhì)灰塵（CMAS）的熔融沉積侵入熱障涂層微結(jié)構(gòu)會(huì)顯著降低涂層壽命；熱障涂層柱狀晶的燒結(jié)也會(huì)加速其剝落；熱障涂層的另一失效模式為顆粒沖擊引起的侵蝕、擠壓或外物損傷（FOD），主要出現(xiàn)在高壓渦輪葉片的前緣部位；此外，高溫下黏結(jié)層蠕變強(qiáng)度很低，當(dāng)葉尖速度和溫度較高時(shí)，厚的熱障涂層可能會(huì)從葉尖滑脫。本文以在渦輪葉片中廣泛應(yīng)用的電子束物理氣相沉積（EB-PVD）熱障涂層為例，對(duì)上述失效模式（如圖1所示）進(jìn)行討論。

氧化

在黏結(jié)層-陶瓷層界面，氧化生成的以Al2O3為主的TGO是影響熱障涂層壽命的主要損傷模式。TGO引起的EB-PVD熱障涂層失效機(jī)理分為以下三類(lèi)。

機(jī)理Ⅰ：TGO-黏結(jié)層界面開(kāi)裂。熱障涂層在冷卻過(guò)程中，由于熱膨脹系數(shù)的差異，TGO承受著較大的面內(nèi)壓縮應(yīng)力，并在TGO-黏結(jié)層界面波峰處誘發(fā)了促使涂層界面產(chǎn)生分離的面外拉應(yīng)力，隨著TGO厚度的增加，拉應(yīng)力逐漸增大，最終引起界面開(kāi)裂。

機(jī)理Ⅱ：陶瓷層-TGO界面開(kāi)裂，斷裂的TGO侵入黏結(jié)層。具體損傷過(guò)程：起初，TGO受到黏結(jié)層和陶瓷層的約束；在保持與黏結(jié)層和陶瓷層完全結(jié)合的同時(shí)，TGO生長(zhǎng)變厚，并且由于蠕變變形，面內(nèi)生長(zhǎng)應(yīng)力出現(xiàn)局部松弛現(xiàn)象；TGO生長(zhǎng)引起面外位移逐漸增大，導(dǎo)致涂層中的部分柱狀晶剝落；陶瓷層與TGO的初始斷裂一般發(fā)生在黏結(jié)層晶界或其附近，此處對(duì)TGO表面生長(zhǎng)的約束消失，其結(jié)果是后續(xù)的TGO屈曲（皺化）進(jìn)入蠕變強(qiáng)度較低的黏結(jié)層或者TGO斷裂并侵入黏結(jié)層。

機(jī)理Ⅲ：對(duì)于EB-PVD熱障涂層，界面相對(duì)平坦且缺陷較少，在冷卻時(shí)TGO承受極大的面內(nèi)壓縮應(yīng)力（可達(dá)3GPa），可能導(dǎo)致熱障涂層的大規(guī)模屈曲。

研究表明，熱障涂層的氧化剝落主要涉及面內(nèi)壓縮應(yīng)力和陶瓷層-高溫合金界面韌性下降兩方面原因。其中，面內(nèi)壓縮應(yīng)力主要是由熱障涂層系統(tǒng)中各層材料熱膨脹失配以及TGO氧化生長(zhǎng)引起的，而界面韌性下降則是與熱激活氧化鋁區(qū)生長(zhǎng)相關(guān)的微結(jié)構(gòu)演化和熱循環(huán)引起的粗糙度演化聯(lián)合作用的結(jié)果。

CMAS與硫酸鹽沉積

在發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行過(guò)程中，環(huán)境中的一些微粒（直徑＜10μm）的動(dòng)能不足以對(duì)熱障涂層產(chǎn)生機(jī)械沖擊損傷，但會(huì)在葉片前緣和壓力面形成沉積。EB-PVD 熱障涂層的“陶瓷毯”（ceramic rug）柔性微結(jié)構(gòu)，容易因沙石和鹽粒分別產(chǎn)生玻璃質(zhì)灰塵（CMAS，如氯化鈣-氧化鎂-氧化鋁-硅酸鹽）和熔融硫酸鹽的表面沉積。

CMAS沉積現(xiàn)象時(shí)有發(fā)生。對(duì)于固定翼飛機(jī)，CMAS只是在特定的產(chǎn)生極高灰塵吞咽的航路中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命產(chǎn)生影響，而對(duì)于旋翼機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上的熱障涂層的葉片，CMAS的損傷則更為廣泛。此類(lèi)飛機(jī)在較低的高度飛行，空氣中存在更多的灰塵，并且也有可能需要在沙地起飛降落。另外，對(duì)于下一代低熱導(dǎo)率熱障涂層（具有更高的氣路溫度和更高的涂層熱梯度），CMAS損傷也須重點(diǎn)考慮。在低高度巡航的海軍型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)中，熔融硫酸鹽沉積同樣也會(huì)侵入熱障涂層，進(jìn)而產(chǎn)生相似的損傷，而在商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)和工業(yè)用燃?xì)廨啓C(jī)中并未發(fā)現(xiàn)這一損傷模式。

從力學(xué)的觀點(diǎn)看，CMAS與硫酸鹽沉積會(huì)減少EB-PVD熱障涂層的應(yīng)變?nèi)岫?，進(jìn)而導(dǎo)致涂層在冷卻過(guò)程中剝落。以傳統(tǒng)的氧化釔部分穩(wěn)定的氧化鋯（YSZ）材料的熱障涂層為例，當(dāng)表面超過(guò)1240℃時(shí)，沉積會(huì)熔融并部分侵入“陶瓷毯”的微結(jié)構(gòu)中，當(dāng)表面上有足夠的熔融CMAS和硫酸鹽時(shí)，將會(huì)一直侵入熱障涂層，直至達(dá)到低溫后停止?jié)B透，該溫度接近于氯化鈣-氧化鋁-二氧化硅系統(tǒng)的最低共熔溫度1170℃。CMAS玻璃和沉淀晶體充滿(mǎn)“陶瓷毯”微結(jié)構(gòu)中柱狀晶之間的間隙，熱障涂層會(huì)失去壓縮柔量。

從化學(xué)的觀點(diǎn)上看，CMAS與硫酸鹽沉積對(duì)EB-PVD熱障涂層的損傷可以看作是一種腐蝕形式。當(dāng)涂層表面存在大量的沉積時(shí)，氧化釔從熱障涂層擴(kuò)散到熔融的沉積物中，引起YSZ中四方相向單斜相的轉(zhuǎn)變。沉積同樣會(huì)引起涂層的局部熔化以及隨后的再沉淀，導(dǎo)致柱狀晶微結(jié)構(gòu)的損耗（如圖2所示），還會(huì)增加熱障涂層的腐蝕速率。

燒結(jié)

熱障涂層的陶瓷柱狀晶結(jié)構(gòu)暴露在高溫下會(huì)發(fā)生燒結(jié)，進(jìn)而引起力學(xué)性能的變化。在高溫期間，陶瓷層中每個(gè)柱狀晶的羽毛狀形貌逐漸消失并在相鄰的柱狀晶間形成“連接頸”(Necks)，導(dǎo)致陶瓷層彈性模量增加（如圖 3所示）。

圖 2 1300℃在4h后柱狀晶微結(jié)構(gòu)對(duì)比

圖4 顆粒沖擊損傷示意圖

圖3 燒結(jié)引起的柱狀晶微結(jié)構(gòu)演化示意圖

由于燒結(jié)程度的差異，微觀應(yīng)力和彈性模量沿著熱障涂層厚度方向存在變化。上述變化同樣會(huì)改變熱障涂層的應(yīng)變能釋放率，從而影響其失效行為。燒結(jié)收縮首先發(fā)生在熱障涂層的外表面，即溫度最高的部位；相反，在黏結(jié)層界面上，熱障涂層的收縮最小，并且由高溫合金和黏結(jié)層承受。燒結(jié)的柱狀晶簇收縮導(dǎo)致EB-PVD熱障涂層中形成“泥灘”（mud flat）狀裂紋。當(dāng)晶簇的上表面收縮時(shí)，在晶簇邊緣的柱狀氧化鋯晶粒受拉。例如，當(dāng)在125μm厚的熱障涂層內(nèi)燒結(jié)產(chǎn)生一條半寬度4μm的“泥灘”狀裂紋，其邊緣的柱狀晶拉伸應(yīng)變?yōu)?.05%。柱狀晶受拉引起TGO界面的面外拉力，可能會(huì)加速界面缺陷的形成和TGO的剝落。

顆粒沖擊

發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件，尤其是高壓渦輪葉片前緣部位的熱障涂層極易受到高速顆粒沖擊損傷，進(jìn)而發(fā)生侵蝕與剝落。分析表明，對(duì)于葉尖速度500～600m/s的渦輪葉片，直徑大于100μm的顆粒具有足夠的動(dòng)能引起涂層侵蝕，渦輪葉片前緣受到大于500μm的顆粒沖擊則足以引起熱障涂層從黏結(jié)層剝落。

顆粒沖擊引起的損傷分為如下三種模式（如圖4所示）。

模式Ⅰ：小顆粒侵蝕。損傷被限制在熱障涂層的近表面區(qū)域，在沖擊時(shí)相鄰柱狀晶開(kāi)裂導(dǎo)致材料損耗，深度通常為10～20μm。裂紋在沖擊顆粒下的彈/塑性界面處萌生。雖然沖擊會(huì)在一定數(shù)目的柱狀晶內(nèi)產(chǎn)生裂紋（取決于柱狀晶的相對(duì)尺寸和接觸區(qū)域），但裂紋通常不會(huì)擴(kuò)展穿過(guò)整個(gè)柱狀晶。柱狀晶的邊界可抑制裂紋擴(kuò)展。

模式Ⅱ：擠壓損傷。該模式介于模式Ⅰ和模式Ⅲ之間，由小顆粒侵蝕或FOD引起，沖擊引起明顯的塑性變形和密實(shí)化，但沖擊能密度在臨界值以下，所產(chǎn)生的應(yīng)力、應(yīng)變不足以引起整個(gè)熱障涂層內(nèi)的斷裂。

模式Ⅲ：FOD。由中低速度的大顆?；蚋咚俚男☆w粒沖擊引起，特征為涂層的明顯變形。其下限為擠壓損傷，可能會(huì)帶有沖擊期間大應(yīng)變產(chǎn)生的橫向或剪切裂紋；其上限為出現(xiàn)大范圍塑性變形和密實(shí)化。陶瓷層應(yīng)變場(chǎng)與黏結(jié)層和TGO存在交互作用，在上述條件下，會(huì)出現(xiàn)剪切帶，并向外和向下擴(kuò)展，直至其在TGO界面處轉(zhuǎn)向，在陶瓷層內(nèi)產(chǎn)生平行于黏結(jié)層-TGO-陶瓷層界面的層離裂紋。在三種損傷模式中，F(xiàn)OD的危害性最大。

蠕變

黏結(jié)層材料的蠕變強(qiáng)度隨溫度升高而迅速降低，當(dāng)高的黏結(jié)層溫度與高的葉尖速度聯(lián)合作用時(shí)，可能會(huì)出現(xiàn)厚的陶瓷層從渦輪葉片葉尖蠕變脫落。這一失效模式可以通過(guò)降低葉尖金屬溫度或降低陶瓷層厚度兩種方式加以解決。

結(jié)束語(yǔ)

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)要求渦輪葉片具有承受高溫燃?xì)獾哪芰Γ壳捌毡椴捎描T造鎳基單晶高溫合金，結(jié)合復(fù)雜冷卻結(jié)構(gòu)以及熱障涂層的方法以達(dá)到所要求的構(gòu)件壽命。由于熱障涂層對(duì)提高渦輪葉片綜合服役性能有著得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì)，已成為研制先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。因此，研究熱障涂層系統(tǒng)的失效模式及損傷機(jī)理，進(jìn)而合理地評(píng)估涂層疲勞壽命，對(duì)于發(fā)展熱障涂層應(yīng)用技術(shù)有重要意義。