航空发动机上可磨耗封严涂层的应用及需求
王刚，滕佰秋，王志宏，李晓欣，刘臣
热 喷 涂 技 术2012年3月
摘 要：本文概述了航空发动机用间隙控制可磨耗封严涂层材料及其应用情况，对其性能评价方法、应用环境及需求进行了阐述。
关键词：航空发动机；在间隙控制；可磨耗涂层
航空发动机是技术密集、知识密集的高科技、高精密产品，其工作时高速运转，由于热膨胀、装配偏心以及离心应变等因素，运转的叶尖与静止的机匣之间会发生摩擦。可磨耗封严涂层作为牺牲型涂层应用于静子部件与转子部件之间，能够有效减小叶尖与机匣之间的间隙从而提高发动机效率[1- 2]，同时对叶片起到保护作用。封严涂层已经在航空发动机及地面燃气轮机得到了广泛的应用，在提高发动机效率和降低油耗方面发挥了显著的作用，美国航空航天局（NASA）研究表明，航空发动机各部位使用可磨耗封严涂层后效率可提高2%以上，油耗可降低2.5%以上[3]。随着对航空发动机性能要求的不断提高，可磨耗封严涂层将会发挥越来越重要的作用。
1可磨耗封严涂层工作原理
NASA 对航空发动机在不同工作状态下叶尖与机匣之间的间隙[4]变化进行了研究，如图1 所示。该图分析了其在静止，起飞，爬升及之后过程中的叶尖与机匣的相对直径大小，图中纵横坐标分别为相
对直径和过程，图中显示了四条线，上方实线和下方实线分别为未经冷却处理的机匣直径和叶片直径，细虚线为经冷却处理的机匣直径，中间白色区域为叶尖与机匣的合理间隙，黑色区域显示的过度间隙则需要封严技术来实现。可磨耗封严涂层封严技术是采用热喷涂如大气等离子，火焰喷涂等方法将材料喷涂至机匣内表面，在工作过程中与叶尖发生对磨形成沟槽以减少气体泄漏并对叶尖和机匣形成保护。
2封严涂层材料及应用环境
航空发动机工作过程中，叶尖对可磨耗涂层的磨损机制非常复杂，包括切削、涂抹、黏附转移、破碎、熔融、腐蚀及氧化等。理想情况下，封严涂层需要良好的可磨耗性，以保证涂层不能磨损叶尖，但同时又要保持足够的硬度以防止高温气流及其携带颗粒的冲蚀。这一相互矛盾的性能要求也使得其开发者能够相对自由的选择不同成分配比。同时，其必须具备良好的抗氧化腐蚀、抗热震性、抗自燃等特性。为满足以上需求，可磨耗封严材料大多由一定比例的金属相和具有自润滑作用的非金属的复合材料组成[5- 6]。较常见的喷涂方法有大气等离子喷涂（APS），火焰喷涂，超音速火焰喷涂（HVOF）。
其中大气等离子喷涂具有很好的可重复性，在喷涂过程中能形成合理数量的孔隙，在可磨耗封严涂层中具有广泛应用。根据航空发动机内部的工况环境，在发动机风扇和压气机部分主要采用了中低温可磨耗封严涂层材料，其中用作金属成分的材料主要有AlSi合金和 Ni 基合金，而第二相材料则有六方氮化硼，聚酯，石墨及膨润土等。
涡轮部分主要采用了高温可磨耗封严涂层材料，主要为 MCrAlY 超级合金和氧化钇稳定氧化锆（YSZ）等。AlSi 系列是在发动机风扇和压气机等中低温工况环境中应用的典型封严涂层材料，其中 AlSi-聚酯在320℃以下具有较好的实用性，主要应用于中压及低压压气机部位机匣封严，AlSi-石墨可应用于 450℃ ~ 475℃的高压压气机部位，AlSi- hBN则可在高压压气机和更高要求部位使用，其结合了优良的抗腐蚀性能及可磨耗性，相关资料表明，在482℃左右的应用环境中，其使用寿命可达 30000h[5]。
该类材料形成的涂层中，金属相呈网络分布，其中聚酯会在喷涂过程中烧损，可通过烧损控制以达到合适的孔隙，而石墨及六方氮化硼则作为润滑相参与与叶尖的对磨。
该类材料在发动机服役中出现过脱落掉块及黏附叶片等现象，分析表明该类涂层中相成分含量及分布对涂层性能有较大影响。目前，该类涂层在发动机实际工况环境下长期服役后的组织稳定性也是急需解决的问题。
镍基可保证涂层在高温使用环境中的抗冲蚀性和金属骨架结构自身的强度，因而在高压压气机等较高温度部位具有良好的适用性。典型的镍基涂层为镍包石墨，其最高使用温度可达480℃，但由于其在发动机工况环境下，Ni 与 Ti 易发生反应生成硬质相，因此不推荐用于与钛合金叶片相配磨。NiCrAl- 膨润土也是一种常见封严涂层材料，使用温度可达800℃。NiCrAl- hBN- 聚酯也是一种中高温封严涂层材料，其中聚酯在涂层工作时烧损而增加其可磨耗性，BN在高温时有较好的自润滑性，避免叶尖与涂层之间的粘着。Ni- Cr- Al 硅藻土也可作为高温封严涂层的喷涂材料，其采用湿法氢还原液相沉积技术制成 Ni/ 硅藻土，然后采取高温铬铝共扩散工艺制成Ni- Cr- Al 硅藻土，已经开始应用于新型航空发动机中[7]，但是目前存在硬度偏高的问题。
在 MCrAlY 系列中，CoNiCrAlY- hBN- 15 聚酯可与钢结构叶片和镍基高温合金叶片相配，并具有十分优异的可磨耗性能。而与钛合金叶片相配的材料则为CoNiCrAlY- hBN- 20聚酯，这归因于聚酯的含量在很大程度上决定了涂层的硬度，而当聚酯含量较小时，涂层的硬度会偏高，而钛合金具有镍基合金一半的模量并易在高压氧气与氮气中产生钛火，这将会导致严重的后果。
由于发动机涡轮部件工况环境较苛刻、温度较高，研究和开发高温封严涂层已成为封严涂层研究的重点。在温度高于 1000℃的工作环境中，陶瓷基可磨耗涂层可很好满足要求。在陶瓷基可磨耗涂层成分中，陶瓷作为脆性相发生磨耗，在磨耗过程中，表面颗粒通过叶尖接触作用挤入涂层内部，使周围颗粒发生弹性变形，变形的颗粒将其应变中吸收的能量转变为弹性能，弹性能的释放让陶瓷颗粒趋于脱离基体，在叶尖的作用下颗粒碎片离开涂层，磨粒尺寸细小，不会对叶片构成损害。
氧化锆基材料是高温封严材料研究热点之一[8- 9]。Metco公司研制了 YSZ- hBN- 聚苯酯涂层，工作温度可达 1000℃，硬脆的 ZrO2有利于提高涂层的可磨耗性和抗冲蚀性，而其开发的新型氧化锆基封严涂层的使用温度可达到1200℃。另外，采用Dy2O3作为稳定剂的氧化锆涂层显示出极其优越的抗热震性，其大约是 YSZ的 4 倍。因而具有高温应用的潜能。
3涂层评价
可磨耗封严涂层性能的系统评价已成为涂层研制和发展的重要组成部分，也是制约封严涂层技术发展的瓶颈之一。
3.1 可磨耗性评价
对于可磨耗性的评价，早期曾通过测量其粘结拉伸强度和硬度来评定，认为拉伸强度和硬度低的可磨耗性好。后来发展了划痕法、划痕硬度法、车削法、滑动磨损法，但这些方法在进行可磨耗性评价方面都存在着明显的不足[10- 11]。目前，国内仅能通过发动机长时的台架试车对可磨耗封严涂层进行综合性能考核，但其影响因素多，难以给出定量结果，且费用昂贵，为发动机研制带来较大风险。
近年来出现了模拟实际工况的高温高速可磨耗试验方法对封严涂层的可磨耗性进行评测，该方法模拟发动机的实际运行环境以及叶片和涂层的对磨刮削方式，可对封严涂层的可磨耗性进行系统评价，是目前最贴近发动机实际工况的评价方法。
3.2 抗冲蚀性评价
对于抗冲蚀性的分析，常用的是一种气体 - 固体粒子冲蚀装置,采用压缩空气夹带 Al2O3或 SiO2砂粒来进行冲蚀，相关研究一般采用冲蚀角和载砂速率作为研究参数。
3.3 与基体的结合性能评价
在与基体结合强度的评价中，常采用 ASTM-C633 标准试验方法,在试样基体表面喷涂试验涂层后，另一面采用粘结剂与另一试样结合后拉伸测试结合强度，由于粘结剂的使用，试验温度会受到限制。由于涂层内聚结合力常小于其与基体或粘结层的结合力，因而断裂常在涂层面层内部发生，并由于剪切应力作用与基体表面形成一定角度。
3.4 抗热震性评价
热震试验是测定涂层在反复加热 - 冷却两个状态交替作用下,涂层抗热应力避免涂层剥离的能力。试验时按规定的时间间隔将试样暴露在火焰中或放置在已达设定温度的炉子中,然后自然冷却到室温或用空气吹试样冷却到室温;再加热,再冷却,这样反复试验直到涂层剥离所需的循环次数、循环时间, 根据试样损坏情况来评定试样的抗热震性能。
4封严涂层机理性研究
近年来，对封严涂层的研究着重于对其结构与性能关系的模拟，以期建立涂层结构与性能之间的关系，从而指导可磨耗封严涂层材料的成分设计及制备工艺优选[12]。
但目前国内尚缺乏涂层基于在发动机实际工况环境下失效机理的研究。在对涂层磨损机制研究方面，有人采用磨损图来进行研究分析，磨损图由叶尖侵入速率和线速度作为纵横坐标，通过不同的区域划分以确定磨损机制。图 2 为 AlSi- 聚酯在室温下对磨的磨损图[5]。图中可以看出 AlSi- 聚酯在不同线速度和侵入速率下的磨损机制。
5结语
可磨耗封严涂层研究自二十世纪五十年代末开始以来，至今已取得了巨大的进展，已经广泛应用于航空发动机的气路封严。目前，可磨耗封严涂层在发动机上长期服役后依然存在脱落掉块和变硬磨叶片的问题；随着航空发动机涡轮前温度的进一步提升，对高温封严涂层的需求越来越迫切；能够模拟实际工况环境的性能评价技术已成为可磨耗封严涂层研究中的急需。
建议加强基于涂层在发动机工况环境下的失效机理研究，使涂层设计与发动机实际工况相结合。随着可磨耗封严涂层材料体系的不断完善以及检测评价方法的建立，可磨耗封严涂层将在航空发动机中发挥出更大的作用。
参考文献略
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