摘 要: 耐高温, 高隔热的TBCs技术因为能降低基底的工作温度, 提高发动机的性能与热效率,已经成为了航空发动机的关键热防护技术. 航空发动机在飞行过程中, 将不可避免的受到燃烧室内各种杂质以及外来颗粒的撞击, 从而发生冲蚀失效, 这一失效已成为制约TBCs服役性能及其安全应用的关键问题. 本文介绍了 TBCs 冲蚀破坏机理的实验研究、有限元模拟、理论分析、试验模拟系统以及实验检测技术方面的最新成果, 展望了 TBCs 冲蚀机理研究的研究重点.
关键词: TBCs, 冲蚀, 实验结果, 数值模拟, 理论分析, 实验模拟系统
引言
航空发动机被誉为飞机的“心脏”, 对航空航天工业的发展起着决定性的作用. 发动机的关键参数是其推重比, 以第一代战斗机 F86 和第四代战机 F22 为例, 其发动机的推重比已从小于 2 发展到大于 10, 显然, 提高航空发动机的推重比是提高发动机性能的重要措施和必然趋势[1]. 随着推重比的提高, 发动机的燃气进口温度不断提高, 到第四代战斗机时, 燃气涡轮进口温度(turbine inlet temperature, 简称 TIT)已经达到了 1700oC.进口温度的大幅提升无疑对发动机热端部件高温合金材料提出了更高的要求. 目前先进单晶镍基高温合金的使用极限温度为 1150 °C, 显然单独使用高温合金材料已不能满足先进航空发动机的需求. 1953年美国NASA中心提出了热障涂层(thermal barrier coatings,简称 TBCs)的概念, 即将耐高温、高隔热的陶瓷材料涂覆在合金基体表面, 以降低合金表面温度从而提高发动机的热效率[2]. 这一概念提出以后,立即引起了世界各国国防部门、高校和研究机构的高度关注. 在美国、欧洲以及我国的航空发动机推进计划中, 均把TBCs技术列为高性能航空发动机的关键技术之一. 而且认为, 采用TBCs技术是目前大幅度提高航空发动机工作温度最切实可行的方法.
TBCs 一般由承受机械载荷的镍基高温合金基底、起粘结作用的 MCrAlY(M 为 Ni或 NiCo)合金或 Pt 改性的 Al 化合物中间过渡层、隔热的 Y2O3稳定的 ZrO2陶瓷层(简称YSZ)以及在制备和服役过程中生长的氧化层(Thermally Growth Oxide,简称 TGO)组成[3].
近年的研究也发现, 在陶瓷层中掺杂稀土氧化物[4], 在 MCrAlY 中加入微量的 Si、Zr、Hf、Ta 等元素能改善涂层隔热、氧化、力学等性能[5]. TBCs 主要的制备方法有等离子喷涂(air plasma spraying, 简称 APS)、物理气相沉积(electron beam physical vapor deposition,简称 EB-PVD )两种[1, 3], 等离子喷涂法制备的陶瓷层具有多孔, 多裂纹的层状结构, 而物理气相沉积法制备出的陶瓷层则是典型的柱状晶结构, 这一柱状晶结构的陶瓷层相对于等离子喷涂的层状结构具有较大的应变容限, 因而通常应用在航空发动机的工作叶片上, 等离子喷涂 TBCs 则多应用在发动机的燃烧室导向叶片、燃烧室壁、某些流道、喉管等处[6, 7]. 最近 Gell 等人也探索了一种溶液前驱体等离子喷涂技术, 这种技术制备的涂层能兼顾等离子喷涂、物理气相沉积两种涂层的优点[8].
TBCs 失效的主要表现形式是涂层从金属基底上剥落下来, 我们把影响 TBCs 发生涂层剥落失效的因素归纳总结为几何形状因素、材料因素、载荷与环境因素以及时间因素四个方面[6, 9, 10]. 其中几何形状因素包括 TBCs 系统自身的多层结构以及涡轮叶片表面形状复杂两个方面; 材料因素主要有各层材料热力学参数的不匹配和陶瓷层内的烧结效应与相变等几个方面; 载荷因素主要是受热、力、化学的耦合作用, 环境影响因素主要指的是冲蚀; 时间因素主要包括材料在高温工作环境下的蠕变、疲劳以及界面氧化等. 在这些因素中, 界面氧化是影响TBCs寿命的一个关键因素, 他对TBCs失效性能的影响也得到了广泛的研究[6, 9, 10-12]. 而冲蚀被列为影响 TBCs 失效的第二个关键因素[7, 11-18], 越来越受到关注. 本文主要介绍了目前 TBCs 冲蚀的失效机理研究进展, 包括实验研究、有限元模拟、理论分析、试验模拟系统以及实验检测技术方面的最新成果, 分析了 TBCs冲蚀失效还需要解决的关键问题及今后的研究重点.
本站文章未经允许不得转载；如欲转载请注明出处，北京桑尧科技开发有限公司网址：http://www.sunspraying.com/
|
