燃?xì)廨啓C(jī)尾筒密封件增設(shè)熱障涂層與掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)

王慶韌，郭 贊，郭 衡，賀 杰，彭加林，鄒亞鄂

(1. 廣東惠州天然氣發(fā)電有限公司，廣東 惠州 516082；2. 北京京豐燃?xì)獍l(fā)電有限責(zé)任公司，北京 100074；3. 成都航利(集團(tuán))實(shí)業(yè)有限公司，成都 610041)

多年來燃?xì)廨啓C(jī)國產(chǎn)化一直是國內(nèi)重大科技創(chuàng)新熱點(diǎn)之一。為此，國家“十三五”規(guī)劃確定了100 項(xiàng)重大科技項(xiàng)目，其中航空發(fā)動機(jī)及燃?xì)廨啓C(jī)(統(tǒng)稱為 “兩機(jī)專項(xiàng)”)排在了第一位。

作為燃?xì)廨啓C(jī)最終用戶，A電廠很早就開始了燃?xì)廨啓C(jī)國產(chǎn)化嘗試，系統(tǒng)規(guī)劃了燃?xì)廨啓C(jī)國產(chǎn)化戰(zhàn)略[1-3]，有序開展了一系列國產(chǎn)化探索與行動，取得了一系列進(jìn)展[4-16]。其中，僅燃?xì)廨啓C(jī)尾筒密封件(其結(jié)構(gòu)及安裝位置參見文獻(xiàn)[4]和文獻(xiàn)[5])就進(jìn)行了兩輪國產(chǎn)化嘗試。

在第1 輪國產(chǎn)化行動中，采用了全國產(chǎn)化制造方案，樣品僅完成了5 個(gè)月的掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)，未能達(dá)到1 個(gè)檢修周期(指燃燒器檢查周期，下同)的實(shí)用需求[5]。這說明，雖然國產(chǎn)化的路子是正確的，但較為激進(jìn)的國產(chǎn)化技術(shù)路徑脫離了當(dāng)時(shí)國情，需要加以修正。

本文主要介紹第2 輪國產(chǎn)化案例，分享經(jīng)驗(yàn)與教訓(xùn)。

1 開發(fā)思路

遵循既定戰(zhàn)略規(guī)劃設(shè)計(jì)的“先修理、后制造”的技術(shù)創(chuàng)新路線，先從新品到貨入手，以燃?xì)廨啓C(jī)原始供應(yīng)商(包括其特定合作廠家，下同)銷售的新的尾筒密封件為基礎(chǔ)，走“先增(增加措施)后改(改進(jìn)措施)”的修理性道路，提高技術(shù)開發(fā)獲取成功的概率[3]。

正如第1輪國產(chǎn)化那樣，合作開發(fā)、軍民融合是最佳途徑[5]。結(jié)合考察國內(nèi)燃?xì)廨啓C(jī)研究機(jī)構(gòu)的實(shí)力與期望，形成了以兩家電廠、一家航空發(fā)動機(jī)修理廠家(C廠家，含其研究機(jī)構(gòu))為主的戰(zhàn)略合作與技術(shù)開發(fā)聯(lián)合體。B 電廠在燃?xì)廨啓C(jī)國產(chǎn)化方面有一定的探索及業(yè)績[17-19]。C廠家具有良好的軍用、民用航空發(fā)動機(jī)修理經(jīng)驗(yàn)[20-22]，與A、B電廠具有良好的合作基礎(chǔ)和科研成績。

2 方案

燃?xì)廨啓C(jī)尾筒密封件是連接尾筒與第1 級靜葉的裝置，在運(yùn)行中與尾筒、第1 級靜葉一樣處于很高的溫度環(huán)境，承受著熱膨脹、熱對中、熱應(yīng)力、熱沖擊和熱腐蝕等不利影響。仔細(xì)觀察發(fā)現(xiàn)，燃燒器尾筒的內(nèi)壁及第1級靜葉都附有高溫涂層，而尾筒密封件沒有，這就使得尾筒出口密封件劣化顯得尤為突出。因此，在尾筒密封件的燃?xì)馔魍獗砻鎳娨粚痈邷赝繉?如圖1所示)，有可能使尾筒密封件的溫度梯度減小，從而減小基體金屬所受的熱應(yīng)力影響，進(jìn)而減輕尾筒密封件的劣化，延長尾筒密封件的使用壽命。

圖1 尾筒密封件外通流面

文獻(xiàn)[20]介紹了2012 年前存在的數(shù)種航空發(fā)動機(jī)涂層技術(shù)，當(dāng)時(shí)正打算研究更為先進(jìn)的可以在1 250 ℃以上正常工作的航空發(fā)動機(jī)涂層技術(shù)。這與F級重型燃?xì)廨啓C(jī)尾筒密封件所處的工作溫度相當(dāng)。后來文獻(xiàn)[23]對燃?xì)廨啓C(jī)起動過程熱障涂層進(jìn)行了應(yīng)力數(shù)值分析，認(rèn)為起動過程中涂層瞬態(tài)溫度場的變化主要受燃?xì)鉁囟鹊淖兓?guī)律影響，起動過程未見熱應(yīng)力激增現(xiàn)象，陶瓷層燒結(jié)和氧化層增厚主要對起動初期尤其是起動過程的初始?xì)堄鄳?yīng)力有重要影響，對起動過程中后期的影響可忽略，從而支持了這種涂層技術(shù)的可信度。

3 涂層材料

涂層調(diào)查。1989 年起涂層技術(shù)進(jìn)入了快速發(fā)展期[24]，國內(nèi)外對燃?xì)廨啓C(jī)熱障涂層技術(shù)的研究很多[25-29]，特別是近幾年國內(nèi)陸續(xù)展示了一些重要的研究成果[30-40]。這些重要的研究成果皆晚于本輪國產(chǎn)化行動開始日期。因此，本輪國產(chǎn)化中的涂層材料研究主要基于航空發(fā)動機(jī)涂層技術(shù)及經(jīng)驗(yàn)。

基材分析。運(yùn)用逆向工程對尾筒出口密封件的基材進(jìn)行了光譜、材料、機(jī)理分析，初步掌握了材料性能。

涂層選型。結(jié)合尾筒密封件的工作環(huán)境溫度和技術(shù)要求以及基材成分分析結(jié)果，借鑒燃?xì)廨啓C(jī)透平葉片修理技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，決定采用航空發(fā)動機(jī)修理用釔穩(wěn)定氧化鋯涂層[20]。當(dāng)時(shí)市面上廣泛采用性能較好的熱障涂層材料MCrAlY和YSZ，后者隔熱效果最高只有170 ℃，使用溫度低于1 200 ℃，因此選用MCrAlY作為底層、YSZ作為面層的雙層結(jié)構(gòu)。這種涂層在現(xiàn)代軍用、民用航空發(fā)動機(jī)修理領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，業(yè)績優(yōu)良，但能否推廣應(yīng)用到地面重型、大型燃?xì)廨啓C(jī)，尚須通過本研究來實(shí)踐驗(yàn)證。

4 涂層制備工藝

依靠C廠家現(xiàn)有設(shè)備能力，開發(fā)出高溫保護(hù)涂層制備工藝，使涂層性能指標(biāo)不低于航空技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)和國外燃?xì)廨啓C(jī)供應(yīng)商的技術(shù)規(guī)范。

針對尾筒出口密封結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)制造工裝夾具，用于涂層制備時(shí)零件固定，使得涂層制備時(shí)能夠牢固地夾持尾筒密封件。

對尾筒出口密封件的燃?xì)馔ǖ烂孢M(jìn)行涂層制備前的吹砂處理，增大摩擦力，使基體與TBC涂層的底層牢固結(jié)合。

采用超音速火焰噴涂制備底層(MCrAlY)，使底層厚度與尾筒燃?xì)馔ǖ烂嬉恢?，厚度控制?.1 mm。

采用等離子機(jī)械手噴涂工藝制備面層，厚度控制為0.3 mm。

涂層制備工藝經(jīng)過工廠試驗(yàn)與檢驗(yàn)，評估后能夠滿足1 個(gè)檢修周期要求。

隨后制備出合格樣品并安裝在機(jī)組上進(jìn)行掛機(jī)實(shí)驗(yàn)。

5 掛機(jī)實(shí)驗(yàn)

連續(xù)運(yùn)行方式下第1次掛機(jī)實(shí)驗(yàn)，只帶了2組4 片尾筒密封件樣品(內(nèi)、外環(huán)尾筒密封件各2 片，配套安裝)，安全運(yùn)行超過1個(gè)檢修周期，達(dá)到10 493 EOH(1) 。EOH (Equivalent Operating Hours) 為等效運(yùn)行時(shí)間，EOH(1)為燃燒器等一類熱通道部件的等效運(yùn)行時(shí)間[2]。圖2和圖3分別為運(yùn)行8 000 EOH(1)后的原件與本樣品關(guān)于冷卻孔裂紋的情況比較，前者冷卻孔裂紋很多，后者未見裂紋。

連續(xù)運(yùn)行方式下第2次掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)，將以上兩組4 片樣品繼續(xù)使用并對其余18 組36 片尾筒密封件增設(shè)涂層，重復(fù)使用又滿1 個(gè)檢修周期(如圖4所示)。此時(shí)，樣品運(yùn)行時(shí)間累計(jì)達(dá)2 個(gè)檢修周期15 837 EOH(1)。其中，有2片樣品(均為外環(huán)尾筒密封件)的涂層出現(xiàn)了部分脫落，與其余18 片外環(huán)尾筒密封件一樣，拆下后有點(diǎn)變形，無法安裝進(jìn)設(shè)備原位置。

連續(xù)運(yùn)行方式下第3次掛機(jī)實(shí)驗(yàn)時(shí)，更換了20 片外環(huán)尾筒密封件并增設(shè)了涂層。將第1次、第2次掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)后仍然合格的2 片樣品(均為內(nèi)環(huán)尾筒密封件)一起安裝到位，重復(fù)使用又滿1個(gè)檢修周期，達(dá)到21 363 EOH(1)。此時(shí)，每片尾筒密封件的冷卻孔出口處均出現(xiàn)了微小裂紋，決定不再修復(fù)、利用、實(shí)驗(yàn)。

兩班制運(yùn)行方式下掛機(jī)實(shí)驗(yàn)，對全部20組40 片尾筒密封件增設(shè)涂層，安全運(yùn)行滿1個(gè)檢修周期，累計(jì) 310 次啟停7 989 EOH(1)。檢查實(shí)驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)涂層雖然沒有多少脫落，但內(nèi)環(huán)尾筒密封件與外環(huán)尾筒密封件的冷卻孔附近均有裂紋產(chǎn)生，內(nèi)環(huán)尾筒密封件相較外環(huán)尾筒密封件明顯嚴(yán)重得多，顯然都不能夠繼續(xù)修復(fù)使用(如圖5所示)。

圖5 尾筒密封件冷卻孔出口處裂紋

6 實(shí)驗(yàn)分析

1) 所有實(shí)驗(yàn)都安全穩(wěn)定運(yùn)行了至少1 個(gè)檢修周期，說明該航空發(fā)動機(jī)涂層材料滿足燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)際使用要求。

2) 連續(xù)運(yùn)行方式下掛機(jī)實(shí)驗(yàn)最長達(dá)到3 個(gè)檢修周期，說明：涂層材料隔熱效果很好；涂層制備工藝質(zhì)量也可以做到很好；涂層最長壽命可以達(dá)到21 363 EOH(1)，這為航空發(fā)動機(jī)涂層材料研究提供了可能方向，如大型民用航空發(fā)動機(jī)TBC壽命普遍要求達(dá)到上萬小時(shí)[29]，以后可向2 萬多小時(shí)邁進(jìn)；確證基材抗蠕變疲勞的極限壽命約為21 363 EOH(1)。

3) 連續(xù)運(yùn)行方式下掛機(jī)實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差了1～2個(gè)檢修周期，說明：涂層對基材的保護(hù)效果相差很大；同樣在連續(xù)運(yùn)行方式下，成套外環(huán)尾筒密封件的壽命普遍少于樣品的壽命，顯示涂層的批量化制備工藝質(zhì)量與零星化制備工藝質(zhì)量有明顯差異。

4) 連續(xù)運(yùn)行方式下2 片樣品累計(jì)掛機(jī)運(yùn)行至15 837 EOH(1)后出現(xiàn)涂層部分脫落，原因可能是涂層制備過程中質(zhì)量控制不太穩(wěn)定或者涂層制備工藝技術(shù)上還有可以改善之處。2 片外環(huán)尾筒密封件累計(jì)掛機(jī)運(yùn)行至15 837 EOH(1)后出現(xiàn)彎曲變形，比內(nèi)環(huán)尾筒密封件少運(yùn)行1 個(gè)檢修周期，主要原因可能是外環(huán)尾筒密封件基材金屬內(nèi)、外溫差相對較大所致。

5) 兩班制運(yùn)行方式下燃?xì)廨啓C(jī)熱部件及尾筒密封件的損傷(以冷卻孔附近裂紋為主要特征)本來就比連續(xù)運(yùn)行方式下嚴(yán)重得多(后者以脹粗及彎曲變形為主要特征)。增設(shè)涂層后并沒有改變這一趨勢特征，且運(yùn)行壽命都只能維持300次啟停次數(shù)，說明增設(shè)涂層對于尾筒密封件性能的改善依然抵御不了基材自身的性能約束，以后應(yīng)當(dāng)在基材材料上多下工夫。

6) 兩班制運(yùn)行方式下內(nèi)環(huán)尾筒密封件比外環(huán)尾筒密封件冷卻孔處的裂紋明顯嚴(yán)重得多，主要原因有：內(nèi)環(huán)尾筒密封件更接近于燃燒室中心，工作環(huán)境溫度相對較高；涂層制備上，當(dāng)時(shí)沒辦法噴的太厚，太厚結(jié)合強(qiáng)度上不去，容易脫落；鑒于各種涂層制備工藝技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)[30]及制備批次穩(wěn)定性問題[29]，不能排除本次涂層制備的質(zhì)量問題，因?yàn)門BC制備過程中整體冷卻階段所產(chǎn)生的熱應(yīng)力在總的熱應(yīng)力中有著較大的比重，對于TBC質(zhì)量及其服役壽命有著顯著影響[26]。文獻(xiàn)[31]研究結(jié)果表明，相同高溫氧化試驗(yàn)條件下，振動會使涂層裂紋密度與寬度皆有所增加，熱障涂層由于高溫下的振動疲勞會加速其剝落，但本輪掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)中未發(fā)現(xiàn)大量涂層脫落現(xiàn)象，因此，可以排除煙氣流動不均勻所導(dǎo)致的振動問題。

7) 比較連續(xù)運(yùn)行方式與兩班制運(yùn)行方式下的掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)該熱障涂層技術(shù)仍有一定的改進(jìn)余地，如：改進(jìn)涂層制備工藝，目前性能較好的熱障涂層材料仍然是MCrAlY 和 YSZ[24]，可以考慮對 MCrAlY粘結(jié)層進(jìn)行適當(dāng)?shù)念A(yù)氧化處理，容易在 MCrAlY粘結(jié)層與陶瓷表層間形成保護(hù)性Al2O3氧化物，進(jìn)一步降低粘結(jié)層的氧化，提高陶瓷層與粘結(jié)層的結(jié)合力，從而提高 TBC的熱循環(huán)壽命[40]；研究在冷卻孔出口處的尾筒密封面上增設(shè)熱障涂層的制備工藝技術(shù)，進(jìn)一步提高隔熱效果；嘗試研究開發(fā)或采用新的更先進(jìn)的涂層(如LZ7C3涂層[36])和制備工藝技術(shù)[37-39]。

7 總結(jié)

本輪燃?xì)廨啓C(jī)尾筒密封件國產(chǎn)化之增設(shè)涂層及掛機(jī)運(yùn)行實(shí)驗(yàn)的主要成果有：

1) 在尾筒密封件(燃?xì)廨啓C(jī)原始供應(yīng)商供給的新品)通流外表面增設(shè)了航空發(fā)動機(jī)先進(jìn)涂層，驗(yàn)證了涂層材料壽命滿足實(shí)用要求。

2) 開啟了又一次掛機(jī)實(shí)驗(yàn)，取得了部分運(yùn)行成績，2片樣品在連續(xù)運(yùn)行機(jī)組上實(shí)現(xiàn)了延壽2個(gè)檢修周期的最佳預(yù)期目標(biāo)，2片樣品及成套(20 片)內(nèi)環(huán)尾筒密封件在連續(xù)運(yùn)行機(jī)組上實(shí)現(xiàn)了延壽1個(gè)檢修周期的正常預(yù)期目標(biāo)。。

當(dāng)然，也有應(yīng)吸取的教訓(xùn)與存在的不足：

1) 本輪國產(chǎn)化行動結(jié)果與初衷設(shè)想的目標(biāo)落差太大。今后，當(dāng)直視目標(biāo)與結(jié)果的偏差，從思想與技術(shù)上檢討過去的做法，進(jìn)而結(jié)合國內(nèi)燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)，以更加穩(wěn)妥的態(tài)度、思路適時(shí)啟動第3 輪國產(chǎn)化行動，參與國內(nèi)燃?xì)廨啓C(jī)創(chuàng)新。

2) 本輪國產(chǎn)化中仍要以燃?xì)廨啓C(jī)供貨商提供的原始部件為依托，沒有從根本上改變技術(shù)依賴的局面，仍需進(jìn)一步從基材制造上著眼全面的自主化、國產(chǎn)化。

3) 增設(shè)涂層后大部分實(shí)驗(yàn)未能實(shí)現(xiàn)延壽的初衷，其表層原因是當(dāng)初對燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)創(chuàng)新難度估計(jì)不夠，對自身創(chuàng)新的自信過高，對國內(nèi)當(dāng)時(shí)具有的航空發(fā)動機(jī)技術(shù)水平估計(jì)過高，其深層次的原因尚須探明。

4) 尾筒密封件增設(shè)涂層，須要進(jìn)行更多的掛機(jī)實(shí)驗(yàn)來反復(fù)驗(yàn)證，須對涂層材料及制備工藝進(jìn)行改進(jìn)。燃?xì)廨啓C(jī)核心熱部件也應(yīng)如此。

期許此輪燃?xì)廨啓C(jī)尾筒密封件國產(chǎn)化成績與經(jīng)驗(yàn)?zāi)芙o國內(nèi)燃?xì)廨啓C(jī)創(chuàng)新提供點(diǎn)滴參考。