可磨耗封严涂层研究现状及发展趋势
高俊国，陆 峰，郭孟秋，王长亮
热 喷 涂 技 术2012年6月
摘 要：介绍了航空发动机可磨耗封严涂层的应用特点，论述了可磨耗封严涂层材料体系的国内外研究发展现状，并重点分析了我国在可磨耗封严涂层制备及应用领域今后需要重点开展的研究方向。
关键词：热喷涂；可磨耗封严涂层；研究现状；发展趋势
航空工业的迅速发展对航空发动机提出了越来越高的要求，大推力、高效率、低油耗已成为发动机设计和制造的总体目标[1]。然而，发动机叶片与机匣之间的间隙是降低发动机整体效率及增加油耗的重要影响因素之一[2- 3]。据资料报道[4- 5]，典型发动机的压气机径向间隙若增加0.076 mm，单位耗油量增大约 1%；高压涡轮机叶片间隙若增加 0.127mm，单位耗油量就增大约 0.5%，而其叶片间隙若平均减少0.245 mm，涡轮效率可提高约 1%。此外，径向间隙过大也会导致发动机的气动特性在加速时遭到破坏，从而引起发动机哮喘，严重影响发动机的运行稳定性[6]。然而，在发动机的制造和运行过程中，由于发动机组件的热膨胀、轴的热变形以及高速旋转离心力引起叶片伸长等因素，无法将径向间隙控制为零，总要预留2~3 mm 的间隙，而过大的间隙必将使气体大量泄漏，导致发动机效率降低[7]。
因此，用于减小压气机、涡轮机叶尖与机匣之间间隙的可磨耗封严涂层技术就成为提高发动机性能的重要手段[8- 10]。通过运行过程中叶尖对可磨耗涂层的刮削作用，可有效地减小径向气流间隙，从而获得最大压差，显著提高发动机效率并降低油耗。对某发动机的台架试验证实，在 200 h 试验中喷涂封严涂层的发动机可省油 3600 Kg[11]；2001 年 GE公司通过间隙控制提高燃气涡轮发动机性能，平均每个气路密封部位降低热耗 0.2%~0.6%，功率输出提高 0.3%~1%[12]；2002 年英国 Rolls- Royce 公司确认，封严材料（涂层）的应用至少降低0.5%的推力比油耗，每台Trent 500 型发动机由于降低叶片磨损而延长服役寿命，将直接获得 87000～232400 英镑的收益[13]。
1可磨耗封严涂层应用特点简介
可磨耗封严涂层应用于发动机压气机和涡轮机的机匣上，通过运行过程中叶尖对涂层的刮削作用，有效地控制径向气流间隙，从而获得最大压差，显著提高发动机效率并降低油耗[14- 16]。图 1[17]为发动机施加与未施加可磨耗封严材料摩擦前后状态简图，由图中可以看出：在初始状态，发动机叶片与可磨耗性静子内衬和非磨耗性静子内衬的径向间隙δ0是相同的；在摩擦过程中，对于非磨耗性静子内衬，叶片受到磨损而内衬无变化，对于可磨耗性静子内衬，可磨耗涂层受到磨损而叶片无变化；于是，当摩擦后发动机进入正常运行状态后，非磨耗静子内衬的径向间隙δ1，Ⅰ要远大于初始间隙δ0，而施加可磨耗封严涂层的静子内衬径向间隙 δ1，Ⅱ基本与初始间隙δ0相同，从而有效地实现了气路封严作用。可磨耗封严涂层所处的位置和功能决定了它要在较高温度和高速气流冲蚀的条件下工作。因此，要求可磨耗封严涂层必须具备以下性能[7]：（1）可磨耗性：叶尖和封严材料相互作用时，封严材料本身被磨损和刮削，在不损伤叶片的前提下获得发动机实际工作状态下的最小间隙；（2）抗冲蚀性：飞机在飞行时，进入发动机的高速气流以及空气中的固体粒子会对封严材料产生强烈的冲刷作用，使封严材料产生冲蚀磨损。过量的冲蚀磨损会降低封严材料的封严效果，从而降低发动机的效率。因此封严涂层必须具有良好的抗冲蚀性能；（3）结合强度和抗热震性：涂层与机匣之间足够的结合强度是涂层不从机匣上剥离的保证；而飞机在起飞、飞行、加速、减速和降落等一系列飞行状态下发动机内部温度发生变化时，封严涂层需要具有足够的抗热震能力以使涂层不发生开裂甚至剥落；（4）其他性能：如抗粘着性、低的摩擦系数、高的化学稳定性等。
2可磨耗封严涂层研究现状
可磨耗封严涂层一般由基相、润滑相和一定量的微小孔洞组成[5/18]。基相的主要作用是作为支撑体，以确保涂层自身强度以及与基体的结合强度。根据使用温度的不同，基相可以是金属相或陶瓷相[17]，常用的金属相有镍、铝、铜及其合金等，常用陶瓷相主要是氧化钇稳定氧化锆；润滑相的主要作用是降低硬度、提高涂层的可磨耗性和抗粘着性，常用的润滑相材料有石墨、硅藻土、膨润土、六方氮化硼等；微小孔洞可以通过制备过程或加入特定的造孔相形成，其主要作用是降低涂层硬度，缓解涂层应力，提高涂层的可磨耗性并使涂层具有一定的隔热能力，常用的造孔相为聚酯等高分子聚合物。
在制备工艺上，热喷涂技术（包括火焰喷涂和等离子喷涂）由于生产工艺简便、返修和调整性能容易、封严效果好等优点而成为应用最为广泛的可磨耗封严涂层制备方法[2/19]。常见的可磨耗封严涂层材料及其制备工艺如表1[7/20/21]所示。
国外从 20 世纪 50 年代[22]起就开始了对可磨耗封严涂层的研究，根据发动机不同部位和不同使用温度要求已经发展了多种可磨耗封严涂层材料，如美国 Metco 公司生产的 Metco 307、Metco 601、Metco 610和 Sulzer Metco 公司生产的 SM2042、SM2395、Durabrade 2192等。
这些材料大部分已经商品化，并得到了广泛应用。国内对可磨耗封严涂层的研究起步于20世纪70年代后期，开始主要是仿制与进口粉料具有相同化学组成的粉体，随后北京矿冶研究总院和中国科学院过程工程研究所等单位通过研究也开始生产具有自己牌号的可磨耗封严粉料（具体牌号及成分见表1）。
随着航空发动机的不断发展，发动机叶片材料也从低温的纤维增强聚合物发展到使用温度较高的氧化物弥散增强高温合金，而与之对应的可磨耗封严材料也经历了不断的发展，其发展趋势如图 2 所示[23]。
目前，具有更高使用温度的陶瓷基高温可磨耗封严涂层特别是氧化锆基可磨耗封严涂层已经成为国内外研究的热点。
3可磨耗封严涂层发展趋势
随着新型航空发动机使用温度的不断提升以及航空发动机材料的更新换代，对可磨耗封严涂层的综合使用性能提出了越来越高的要求，因此亟需在国内现有可磨耗封严涂层研究的基础上，开发研制具有更高使用温度和适应更新一代发动机材料的新型可磨耗封严涂层。
3.1 高温可磨耗封严涂层的研制
随着航空涡轮发动机向高流量比、高推重比和高进口气体温度方向的发展，对高温部件的耐高温能力提出了越来越高的要求。目前，发动机叶片的使用温度已经从 20 世纪 70 年代的 960~1100℃发展到现在商用飞机的 1500℃以及军用飞机的1700℃[24]。
随着压缩空气温度的逐级升高，可磨耗密封涂层的使用温度也从 300℃提高到 1100℃，目前其使用的最高温度已经达到1200℃以上[25]。
因此，研制适用于 1100℃以上的新型高温可磨耗封严涂层材料已成为可磨耗封严涂层领域的重要研究方向之一。随着使用温度的提高可磨耗封严涂层材料已经从低熔点的金属基封严材料向高熔点的陶瓷基封严材料发展。在高于 1100℃的使用条件下，常用的金属基 MCrAlY 封严涂层材料已经不能满足使用要求，目前具有更高使用温度且与高温合金基体具有更好相容性的氧化钇稳定氧化锆（YSZ）基可磨耗封严涂层材料已经成为最具发展潜力的封严材料之一。然而，对于陶瓷基可磨耗封严材料，其在长期高温使用过程中的抗热震性能和高温稳定性就显得至关重要。因此，有必要在现有研究基础上对涂层成分和结构进行进一步优化，以使涂层具有更优的综合使用性能。
首先，YSZ 在高温下长期工作时，起稳定作用的 Y2O3容易析出，使 ZrO2随之发生相变，相变伴随的体积变化会使涂层发生开裂甚至剥落，严重影响其使用性能。因此，研究具有更优稳定性能的 ZrO2稳定剂是提高氧化锆陶瓷高温稳定性的有效手段。Sulzer Metco 公 司 的 D. Sporer、M.Dorfman 和 GE 公司的 I. Giovannetti 等人对三种不同稳定剂稳定的 ZrO2可磨耗封严陶瓷涂层的性能进行了测试比较[26]，三种可磨耗封严涂层的成 分 分 别 为 ：YSZ- 4.7PE- 0.8hBN、DySZ- 4.7PE- 0.8hBN和 YbSZ- 4.7PE- 0.8hBN（其中 YSZ 为7%~8%氧化钇部分稳定氧化锆；DySZ 为 9%~11%氧化镝部分稳定氧化锆；YbSZ 为 15%~17%氧化镱稳定氧化锆；PE 为聚脂）。对涂层的孔隙率和热循环寿命的测试结果表明：以Dy 为稳定剂的DySZ 体系封严涂层性能优于 YbSZ，YbSZ 优于YSZ；DySZ- 4.7PE - 0.8hBN（Durabrade 2192）涂层体系在1150~50℃，1h/ 次的热冲击寿命可达 400次以上，同时表现出良好的可磨耗性。SM2192 涂层体系在 GE 某型发动机上的热机循环试验结果表明：经过100 次热机循环测试后表面封严涂层状态依然良好，如图 3[27]所示。
其次，由于陶瓷材料与金属基体存在一定的热膨胀差异，在长期冷热循环中由于热膨胀失配所产生的热应力也会使涂层发生开裂甚至剥落，造成严重失效。因此随着使用温度的不断提高，如何增强可磨耗陶瓷封严涂层的抗热震性能也成为需要着重考虑的方面之一。通过添加中间过渡层来缓解陶瓷层与金属基体或金属粘接层之间的热膨胀差异是提高陶瓷可磨耗层抗热震性能的有效手段。
西门子公司[28]设计了双陶瓷层涂层结构，在 MCrAlY 粘接层与 YSZ(>8%)- 聚酯或 YbSZ(>8%)- 聚酯陶瓷层之间添加了YSZ (8% )- 聚酯中间过渡层，在1200℃下 的 测 试 结 果 表 明 其 性 能 明 显 优 于MCrAlY/YSZ（YbSZ）- 聚酯结构。
此外，随着热喷涂技术的不断发展，许多新的热喷涂技术纷纷涌现，而随之带来的是许多新型的热喷涂涂层结构。例如，加拿大的 Mettech 公司最近发明了一种轴向悬浮等 离子喷涂技 术（Axial Suspension Plasma Spray，ASPS），采用此技术能够制备与电子束物理气相沉积具有类似柱状结构的热喷涂陶瓷涂层。他们将该技术在制备 YSZ 热障涂层方面进行了应用研究，发现该技术制备涂层比传统热喷涂涂层具有更优异的抗热循环性能，图4 为采用该技术制备YSZ 热障涂层的形貌图[29]。与EB- PVD涂层的柱状晶结构类似，ASPS 涂层的柱状结构有利于松弛冷热循环中产生的热应力，从而能够大大提高涂层的抗热震性能。因此，此技术在制备具有优良抗热震性能的陶瓷基高温可磨耗封严涂层方面也具有极大的发展潜力和应用前景。
3.2 陶瓷基复合材料
随着对航空发动机性能要求的不断提高，航空发动机材料也不断发展。目前，质量更轻、性能更优良的 SiC 纤维增强 SiC 陶瓷基复合材料（CMC）已经成为发动机热门材料，并将会逐渐取代金属基材料而成为新型发动机的使用材料[30]。因此，为适应材料发展的需要，研制以 SiC 纤维增强 SiC 陶瓷基复合材料为基体的新型可磨耗封严涂层也成为重要的发展趋势。对于此类涂层国外已经进行了大量的研究，T.E. Strangman 等人[31]在其专利中提出了一种CMC基体可磨耗封严涂层体系，该体系由粘结层、功能层以及可磨耗面层组成；在美国能源部项目中，多家机构采用热喷涂工艺对 CMC 可磨耗封严涂层进行了研究并制备出了多种涂层体系，如Solar Turbines提 出 的 Mullite basedcoating/CaTiO3/Metco301体系，但在试验过程中发现金属基的Metco301 与陶瓷之间因产生较大的热应力而发生剥落，随后他们在 CaTiO3与Metco301之间增加了梯度层，使涂层的抗剥落性能得到明显改善；美国联合技术研究中心（UTRC）在环境障涂层 （EBC） 的 基 础 上 制 备 了 Mullite/Mullite +BSAS/BSAS（其中 Mullite 为 3Al2O3- 2SiO2，BSAS 为BaO- SrO- Al2O3- 2SiO2）多孔陶瓷涂层体系[32]并进行了模拟件的涂层制备及测试，取得了较好的效果；Rolls- Royce公司在 CMC表面制备了 Yb2Si2O7/Si可磨耗涂层体系，在1316℃下进行了 100 次（1 小时 /循环）热循环试验后，涂层状态良好[33]。
相比之下，国内对 CMC 基体可磨耗封严涂层的研究仍属空白。因此，研制 CMC基体可磨耗封严涂层也成为国内可磨耗封严涂层方面的需要开展的重要研究方向之一。
4结束语
可磨耗封严涂层在提高发动机效率并降低油耗方面具有重要的应用价值。但由于国内对可磨耗封严涂层的研究起步较晚，研究水平较国外还有一定的差距，且目前大部分研究还集中在中低温可磨耗封严涂层和金属基体可磨耗封严涂层上，对于适应于更高温度和更新一代航空发动机材料的可磨耗封严涂层的研究还十分欠缺。因此，研制开发新型高温可磨耗封严涂层和新型CMC基体可磨耗封严涂层就成为提高国内可磨耗封严涂层研究及应用水平的重要发展方向。
参考文献略
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