航空发动机热障涂层技术研究进展

航空发动机热障涂层技术研究进展

随着高性能航空发动机的研制，热障涂层技术成为提高发动机性能的关键技术之一。对热障涂层材料体系和制备工艺进行了对比，认为电子束物理气相沉积技术在未来热障涂层的研制中具有较大潜力。并且针对1100℃条件下热循环试验中涂层失效进行了分析，表明TGO层在对涂层寿命具有很大的影响。

标签：热障涂层；金属粘结层；等离子喷涂；电子束物理气相沉积；高温热循环

前言

进入21世纪以来民用航空的需求越来越大。到2030年，我国仅150座级干线客机就需要800架左右。发动机是飞机的心脏，大涵道比涡扇发动机是自主研制大型商用飞机的关键，而且民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱（国外民用发动机产值已达总产值的80%），因此大涵道比涡扇发动机市场巨大，经济、军事、社会效益显著。

目前，西方航空技术先进国家开始着手制定和实施一系列有关民用发动机的研究计划，旨在进一步减小噪音、减少NOx和CO2等污染物的排放，降低成本。热障涂层技术是解决上述问题的有效技术手段之一。热障涂层技术是目前解决上述问题的有效技术途径之一[1-4]。

热障涂层主要由陶瓷涂层（通常为Y2O3稳定的ZrO2陶瓷（YSZ））和中间的粘接层（通常为MCrAlY涂层或Pt改性的铝化物涂层）组成。商用航空发动机热障涂层技术与军用航空发动机相比，具有很大不同，对安全性、寿命以及经济性上要求较高，本文针对商用航空发动机热障涂层技术特点，对目前的涂层体系、制备工艺进行了比较，并且开展了热障涂层的失效模式的研究。

1 金属粘结层

热障涂层为双层结构，金属粘结层的作用主要体现在提升基体的抗氧化和抗腐蚀性能，缓解热应力导致陶瓷层与基体之间失配等问题，主要分为包覆型金属粘结层和扩散型金属粘结层[5]。

1.1 包覆型金属粘结层

包覆型金属粘结层主要采用MCrAlY体系的涂层[6]，制备工艺有真空电弧镀、真空多弧镀、磁控溅射、超音速火焰喷涂等。包覆型金属粘结层具有制备工艺简单，涂层表面状态较好，涂层对合金基体性能影响较小，涂层材料成分与厚度可适当放宽，因此涂层与基体的結合强度较高，是国外先进航空发动机公司采用较多的一种金属粘结层。

1.2 扩散型金属粘结层

扩散型金属粘结层主要采用Ni（Pt，Al）体系涂层[7]，先采用电镀工艺制备Pt涂层，之后采用化学气相沉积制备Al化物涂层。从抗氧化性能和抗腐蚀性能而言，与包覆型金属粘结层比较，Ni（Pt，Al）涂层同时具有相对不错的抗腐蚀和抗氧化性能MCrAIY和铂铝涂层都具有良好的保护性能，但是在高于1000℃环境下，作为抗氧化保护涂层和热障涂层的粘结层而言，利用CVD渗铝形成的铂铝涂层更为优异，同时性能比较稳定。另外，目前发现添加了Hf的铂铝涂层具有比MCrAIY要优异的抗腐蚀性能。所以对于稳定性和安全性要求较高的发动机，通常选择使用铂铝涂层。P&W公司制造的F119系列发动机采用Ni（Pt，Al）作为金属粘结层。

2 陶瓷层制备工艺

热障涂层的面层采用具有高熔点、低热导率、高温条件下稳定性的陶瓷材料制成，其具有隔热、抗氧化和抗腐蚀等性能。目前国外先进航空发动机厂商多采用等离子喷涂工艺（APS）和电子束物理气相沉积工艺（EB-PVD）制备热障涂层陶瓷层。

2.1 等离子喷涂

等离子喷涂工艺是最早应用于制备TBCs的工艺[8-10]。采用等离子体将YSZ粉末加热至熔融状态，并且高速喷涂在零件表面。当熔融状态的球形粉末撞击零件表面，发生塑性变形，粘附在零件表面，随着沉积时间增加，在零件表面形成一定厚度的涂层。

采用该工艺制备的陶瓷层表面粗糙度较大，显微组织呈片层状，涂层表面有一定孔洞，由于涂层体系内存在较多平行界面，对热流的传输具有一定的阻挡作用，因此隔热效果较好。等离子喷涂工艺可以制备尺寸较大的零件，例如航空发动机加力燃烧室火焰筒、鱼鳞板、及涡轮静止叶片。

等离子喷涂工艺制备热障涂层过程中会导致涂层中存在大量熔渣、夹杂物和微裂纹，高温时，会导致涂层发生硫化、坑蚀、盐腐蚀和氧化，使涂层与基体结合强度降低、甚至剥落，引起失效，降低涂层的使用寿命。

为了提高等离子喷涂TBC与金属基体的粘结强度和减少涂层缺陷，国内外研究者为提高等离子喷涂热障涂层的寿命分别采用扩散热处理、热等静压、激光重熔、离子注入等方法对等离子喷涂工艺进行优化。

2.2 电子束物理气相沉积

电子束物理气相沉积技术是在高真空条件下，利用该能电子束流轰击陶瓷靶材，使其气化，靶材以分子或原子的形式沉积到零件表面形成涂层。电子束物理气相沉积技术制备的陶瓷层与金属粘结层为化学结合，因此涂层的结合强度与寿

命较等离子喷涂工艺制备的热障涂层高约7倍[11]。电子束物理沉积技术制备的热障涂层呈现明显的柱状晶结构。具有较高的应变容限，这是涂层寿命较高的原因之一。商用航空发动机涡轮叶片热障涂层要求寿命较高。由于柱状晶晶界与热流传输方向平行，涂层的热导率会略高于等离子喷涂工艺制备的热障涂层，但是涂层服役过程中柱状晶形成密闭气孔，以及存在大量平行于晶界的微裂纹和微孔洞，可有效的组织热流传播，可满足隔热需求。

电子束物理气相沉积设备较为昂贵，目前依赖进口，是我国热障涂层技术发展的主要原因之一。并且电子束物理气相沉积工艺参数较多，受靶材各元素的饱和蒸汽压影响较大，难于控制，也是导致成本较高的原因。

目前国外先进航空发动机厂在大量军用、民用航空发动机涡轮转子叶片上采用电子束物理气相沉积技术制备热障涂层，少量高性能航空发动机的静子叶片也采用电子束物理气相沉积技术制备热障涂层。

3 热障涂层失效模式研究

本文针对热循环试验失效后的热障涂层进行分析，试验条件为1100℃，30min加热，5min空气冷却。典型试样热循环试验失效行为宏观图片见图1。试验开始至650h左右，试样表面宏观形貌没有明显变化，随着试验循环的继续增加，涂层表面出现点状破损，破损点数量增多，而后出现涂层纵向鼓包开裂现象，最终涂层沿着纵向裂纹成片脱落失效。

涂层失效行为微观形貌见图2，观察发现，涂层经过热循环后，表面起伏增大，少数圆丘状突起变得明显，在突起之间出现比较明显均匀的微裂纹；随着循环的增加，突起更为明显，个别微裂纹扩展相对快速，张开较为明显；循环进一步增加，涂层出现宏观裂纹，裂纹附近涂层大面积的鼓起分离，涂层逐步沿宏观裂纹脱落失效。

此外，还对试样热循环后各涂层间形貌及损伤变化进行了观察，见图3。随着加热时间的延长，TGO层厚度逐渐增大，起伏加大；粘结层出现内氧化大致伴随着点状氧化深入粘结层，而后各处氧化深度均匀化。

0h试样由于组织应力和结构应力作用，在TGO和陶瓷层交界的等轴晶区出现少量微裂纹。热循环试验中，这些裂纹基本不再发展，在循环过程中TGO中重新产生大致平行界面的微裂纹，随着试验进行，内氧化的加剧，TGO中的裂纹不断水平扩展（扩展方向基本不随TGO起伏变化而变化），数量也不断增多，部纹穿越了TGO起伏之间的陶瓷层甚至粘结层中的氧化区，相互连接，形成连续的层间裂纹。同时，随着粘结层氧化起伏加重，在TGO和陶瓷层交界界面处产生微裂纹。这些裂纹最终会导致TGO层逐渐破碎，TGO与陶瓷层层间开裂等直接影响层间结合力的损伤，而后，破碎的TGO层对O的阻挡逐渐失去效能，粘结层以及TGO中的部分成分发生快速氧化，形成大块的氧化物颗粒，导致涂层鼓包，继而开裂脱落失效。

4 结束语

热障涂层技术是高性能航空发动机研制的关键技术，近年来我国的热障涂层的研制取得了长足的进步，未来主要的研究方向是改善等离子喷涂工艺，提高等离子喷涂工艺热障涂层的寿命；降低电子束物理气相沉积热障涂层的成本。并且完善热障涂层失效模式的分析，建立完善的涂层失效模式分析，加强对涂层寿命评估的研究。

参考文献

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