摘要：在地面臺或核心機上開(kāi)展熱障涂層試車(chē)需耗費巨大的人力物力， 且無(wú)法捕捉涂層損傷演化的關(guān)鍵信息。 通過(guò)研制高速旋轉渦輪葉片熱障涂層動(dòng)態(tài)服役環(huán)境模擬與測試裝置， 并在轉子葉片熱障涂層表面敷設高溫電阻應變計與熱電偶可實(shí)現服役過(guò)程中的應變損傷與溫度場(chǎng)的實(shí)時(shí)檢測。 敷設方法選擇陶瓷棒火焰噴涂， 應變計的溫度補償通過(guò)高溫升降爐來(lái)實(shí)現， 同時(shí)也開(kāi)展了靜態(tài)熱沖擊考核對比實(shí)驗。 結果表明轉速 6000 r/min、 服役溫度 1000℃時(shí)渦輪葉片截面溫差為 103℃， 提高轉速后熱障涂層溫度降低但主應變顯著(zhù)提高， 吸力面主應變大于壓力面， 在平行于緣板方向應變梯度最大。 在動(dòng)態(tài)熱沖擊循環(huán)測試中涂層失效前測點(diǎn)主應變?yōu)?nbsp;0.23%~0.82%，高于靜態(tài)測試的 0.04%~0.67%， 各測點(diǎn)均為拉伸變形。高速旋轉熱障涂層經(jīng)歷 128 次熱循環(huán)剝落失效， 失效原因為應變損傷的累積以及離心載荷作用下裂紋的迅速擴展。
關(guān)鍵詞：渦輪葉片； 熱障涂層； 模擬考核試驗平臺； 實(shí)時(shí)檢測
引言
渦輪葉片熱障涂層服役在高溫、高速旋轉、沖蝕、 腐蝕等熱力化載荷耦合的環(huán)境下，依靠常規的拉伸、氧化、熱力疲勞等實(shí)驗方法難以準確研究其失效機制，傳統的非接觸式無(wú)損檢測方法很難捕捉其在熱應力、離心力、氣動(dòng)力等復雜載荷作用下的損傷演變信息。研制渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合模擬測試裝置，實(shí)現高速旋轉熱障涂層與燃氣交互作用下湍流、熱斑以及復雜應力場(chǎng)的模擬和檢測，對分析工作葉片熱障涂層的破壞機理與服役可靠性至關(guān)重要。
針對熱障涂層的熱沖擊考核測試國內外開(kāi)展了大量研究， 北京航空材料研究院、北京科技大學(xué)等通過(guò)考核熱障涂層的熱循環(huán)壽命，指導新型涂層的設計與工藝優(yōu)化，湘潭大學(xué)通過(guò)聲發(fā)射技術(shù)與數字圖像相關(guān)法結合的方式首次實(shí)現了導向葉片熱障涂層在服役過(guò)程中應變演化和裂紋損傷模式的實(shí)時(shí)檢測。荷蘭 NLC 和加拿大 NRC 研制的 LCS-4 系列高速燃氣裝置通過(guò)燃燒柴油等產(chǎn)生高溫、高壓燃氣對樣品進(jìn)行加熱，實(shí)現熱障涂層樣品在旋轉狀態(tài)下的考核。 美國cincinnati 大學(xué)研制的動(dòng)態(tài)模擬裝置將熱障涂層樣品固定在旋轉軸上模擬離心力，燃氣噴槍對多個(gè)旋轉樣品同時(shí)進(jìn)行加熱。 中國航發(fā)動(dòng)研所、渦輪院等在核心機或整機試驗臺上開(kāi)展了渦輪葉片動(dòng)應力測試，實(shí)驗時(shí)在發(fā)動(dòng)機前端布置引電器， 通過(guò)全轉速范圍試車(chē)測試渦輪葉片的共振頻率、 共振轉速以及高周疲勞損傷。 然而， 這些工作多數是針對熱障涂層靜止件的考核或對試件進(jìn)行象征性的繞軸旋轉， 也有針對轉子葉片基底強度的考核測試但未涉及涂層失效領(lǐng)域。 在熱障涂層靜止件的考核中時(shí)檢測技術(shù)應用比較成熟，在高溫燃氣沖擊與高速旋轉作用下熱障涂層應變場(chǎng)與溫度場(chǎng)的實(shí)時(shí)檢測仍是領(lǐng)域內的難點(diǎn)與空白點(diǎn)。
試驗
試驗樣品
試驗樣品為帶熱障涂層的燃氣渦輪轉子葉片，多個(gè)渦輪葉片在渦輪盤(pán)上呈圓周均布， 通過(guò)卡具固定后隨渦輪盤(pán)高速旋轉。 熱障涂層體系由基底、 粘結層、 陶瓷層組成， 基底材料為鎳基高溫合金， 采用超音速火焰噴涂工藝制備了厚度為 80μm NiCrAlY 粘結層， 采用電子束物理氣相沉積工藝制備了厚度為 120 μm 的 YSZ 陶瓷層。
為了解決熱障涂層地面試車(chē)前考核評價(jià)平臺缺失、 關(guān)鍵損傷參數不清的難題， 研制了渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合動(dòng)態(tài)試驗模擬與測試裝置。裝置通過(guò)高速電機帶動(dòng)載有渦輪盤(pán)的主軸旋轉，超音速燃氣噴槍使用航空煤油做燃料， 純氧做助燃劑， 噴槍在導軌的帶動(dòng)下可深入燃燒室對旋轉的渦輪葉片進(jìn)行加熱， 渦輪葉片最大旋轉直徑為460 mm。 圖 1(a)、 (b) 分別為同時(shí)點(diǎn)燃六把燃氣噴槍和噴槍深入燃燒室效果圖。 試驗選擇 6000 r/min、 1000 ℃ 作為主要考核工況， 即渦輪葉片以6000 r/min 速度旋轉時(shí)熱障涂層表面最高溫度需要達到 1000℃。 一次熱沖擊循環(huán)包括升溫、 保溫階段共 5 min 和降溫階段 5 min。 實(shí)驗開(kāi)始前渦輪葉片以預定轉速旋轉， 點(diǎn)燃的噴槍在導軌上前進(jìn)時(shí)開(kāi)始計時(shí)。 保溫階段結束后， 噴槍從燃燒室中移出熱障涂層開(kāi)始降溫， 降溫過(guò)程結束后葉片停止旋轉。 為分析不同服役轉速對涂層表面溫度以及應變損傷的影響， 對比轉速選擇 5000 r/min 和4000 r/min。
圖 1 導軌上點(diǎn)燃的燃氣噴槍?zhuān)?(a) 同時(shí)點(diǎn)燃六把噴槍?zhuān)?(b) 噴槍深入燃燒室
實(shí)時(shí)檢測方式
動(dòng)態(tài)裝置的實(shí)時(shí)檢測系統由高溫電阻應變計、測溫熱電偶、 高溫引線(xiàn)、 導電滑環(huán)和分析系統組成。 應變計和熱電偶安裝在熱障涂層表面， 微小形變會(huì )引起熱障涂層表面應變計阻值的變化，應變儀通過(guò)采集電信號變化進(jìn)而獲取形變信息。導電滑環(huán)工作時(shí)轉子端（ 滑環(huán)外殼） 高速旋轉的電刷與靜子端（ 被卡具固定） 的金屬環(huán)時(shí)刻保持滑動(dòng)接觸， 從而將電信號持續、 穩定傳出。 如圖2 所示， 應變計和熱電偶引線(xiàn)與高溫導線(xiàn)儲能焊接后在渦輪盤(pán)表面均勻布置然后接入導電滑環(huán)，為防止導線(xiàn)在高速旋轉過(guò)程中損壞， 需使用高溫合金薄片進(jìn)行全程的點(diǎn)焊固定。 信號線(xiàn)經(jīng)導電滑環(huán)靜止引出后連接遠端的應變儀、 測溫儀等分析設備。
應變片與熱電偶的安裝方式
固定在熱障涂層表面的應變計、 熱電偶，不僅要面臨高溫、高速旋轉的服役環(huán)境， 還要承受高壓的燃氣沖刷，極易發(fā)生脫落并扯斷引線(xiàn) 。為保證信號傳輸的穩定性，本文應變計與熱電偶的安裝方式采用火焰噴涂法。 所用設備為 ROKIDE 火焰噴涂系統， 其原理是利用乙炔和氧氣燃燒產(chǎn)生的高溫火焰將氧化鋁棒材霧化成熔滴噴射在熱障涂層表面， 進(jìn)而固定應變計和熱電偶。實(shí)驗所用 Vishay 應變計型號為 ZWPNC-063-120，標 稱(chēng) 阻 值 120Ω， 最 高 工 作 溫 度1038℃。
圖 2 渦輪盤(pán)表面信號線(xiàn)的布置
為保證安裝應變計的存活率， 應變測點(diǎn)應避開(kāi)應變梯度較大的位置， 選取平整易于噴涂固定的區域。 同時(shí)參考相關(guān)文獻， 應變計最為理想的敷設位置在葉片尾緣中上部（ 距葉尖 15 mm，距尾緣 5 mm） ， 此位置在承受較大動(dòng)應變的同時(shí)， 也承受著(zhù)較大的離心載荷。 同一測點(diǎn)在不同方向上的應變梯度不同， 應變示值也會(huì )存在差異，為了探究熱障涂層不同方向上的應變梯度， 如圖3 在三個(gè)葉片的吸力面測點(diǎn)互成 45° 安裝電阻應變計。 為了對比壓力面與吸力面應變差異， 在圖3(c) 吸力面測點(diǎn)對稱(chēng)的壓力面同樣以 90° 安裝應變計。 由于過(guò)多測點(diǎn)的噴涂會(huì )影響渦輪葉片本身的振動(dòng)特性， 并且難以在同一葉片上完成多條引線(xiàn)的平衡布置， 因此將同級渦輪盤(pán)上的渦輪葉片做等效處理， 即認為同時(shí)服役的帶熱障涂層渦輪葉片狀態(tài)一致。
圖 3 在不同角度安裝應變計的熱障涂層葉片： (a) 0° ; (b) 45° ; (c) 90°
結果及分析
溫度測量結果
2.1.1 截面溫度分布
為測量高速旋轉熱障涂層的截面溫度場(chǎng)， 在應變測點(diǎn)所在截面選取了 9 個(gè)點(diǎn)進(jìn)行溫度測量，其中測溫點(diǎn) 5 和 6 與尾緣應變測點(diǎn)位置一致。6000 r/min、 1000 ℃服役時(shí)設備的加熱參數如表 1。
表 1 轉速 6000r/min、 溫度 1000℃時(shí)的測試參數
由圖 4 溫度測點(diǎn)和截面各點(diǎn)時(shí)間溫度變化曲線(xiàn)可知， 點(diǎn)1~5的最高溫度分別是992 ℃、 1000 ℃、985 ℃、 948 ℃和 921 ℃， 點(diǎn) 6~9 的最高溫度分別是 905 ℃、 897 ℃、 921 ℃、 956 ℃。 整體上， 吸力面溫度高于壓力面， 前緣的溫度高于尾緣， 其中溫度最高的位置出現在吸力面靠近前緣處（ 測點(diǎn) 2， 1000 ℃） 、 最低位置在壓力面尾緣（ 測點(diǎn)7， 897 ℃） 。 這是因為在葉片旋轉過(guò)程中， 高溫燃氣率先在吸力面與渦輪葉片發(fā)生交互作用， 吸力面被加熱的更充分； 前緣靠近焰心并且正對火焰沖擊， 所以在前緣整體溫度大于尾緣。 在噴槍未完全進(jìn)入燃燒室之前溫升速率較慢， 隨后升溫速率顯著(zhù)提高， 最終各測點(diǎn)相繼達到穩定狀態(tài)。
圖 4 熱障涂層截面溫度測量： (a) 截面溫度測點(diǎn)； (b) 吸力面溫升曲線(xiàn)； (c) 壓力面溫升曲線(xiàn)
2.1.2 不同服役轉速溫度變化
圖 5 為測溫點(diǎn) 2 以表 1 參數加熱時(shí)不同轉速下的溫度變化曲線(xiàn)， 在下的溫度變化曲線(xiàn)， 在 6000 r/ min、5000 r/min、4000 r/min 的穩定溫度分別為 1000 ℃、1013 ℃、1022 ℃?？梢钥闯?，加熱參數不變時(shí)隨著(zhù)轉速的降低， 溫度呈小幅升高的趨勢。 這是因為受尾跡導流的影響， 轉速越高渦輪葉片承受的風(fēng)阻越大，帶走的熱量越多， 所以涂層表面溫度越低。 與此同時(shí)， 周?chē)鄬Φ蜏氐臍饬鲿?huì )在葉片表面形成“冷卻氣膜”， 轉速越高低溫氣流的冷卻效果便越顯著(zhù)。
圖 5 不同轉速下熱障涂層溫度變化曲線(xiàn)
應變測量結果
2.2.1 溫度補償
圖 6 熱障涂層在升降爐中的溫升重復曲線(xiàn)與實(shí)際溫度曲線(xiàn)對比： (a) 吸力面； (b) 壓力面
2.2.2 不同安裝位置應變結果
如 圖 7 所 示 為 1000 ℃、 6000 r/min 測 試 狀態(tài)下， 4 個(gè)應變測點(diǎn)應變總量曲線(xiàn) (a)、 熱輸出曲線(xiàn) (b) 和二者作差得到的主應變曲線(xiàn) (c)。 對保溫時(shí)穩定狀態(tài)的應變進(jìn)行分析， 可見(jiàn)熱輸出在應變總量中占比很高。 由圖 7(c) 可知， 吸力面主應變(0.23%) 大于壓力面 (0.20%)， 在不同的安裝角度，0°、 90°、 45° 方向的主應變分別為 0.24%、 0.23%、0.21%。 吸力面溫度高具有更大熱應力， 同時(shí)也承受著(zhù)更多的氣流沖擊， 因此主應變高于壓力面。應變計示值反應的是應變計敏感柵接觸范圍內的總變形， 安裝方向平行于緣板 (0°) 時(shí)截面方向溫度梯度高、 敏感柵所受應變梯度大， 因此形變量最大。 垂直于緣板方向 (90°) 的應變梯度較小但與燃氣的接觸面積變大、 受到更多剪切式氣流沖刷， 因此在多重機制共同作用下， 0° 方向應變大于 90° 大于 45°。
圖 7 熱障涂層應變曲線(xiàn)：(a) 應變總量； (b) 熱輸出； (c) 主應變
2.2.3 不同服役轉速應變變化
圖 8 所示為吸力面 90° 方向敷設的應變計在不同服役轉速下主應變曲線(xiàn)。 可以看到， 隨著(zhù)轉速的降低主應變呈現明顯的下降趨勢， 在不同服役轉速下主應變曲線(xiàn)。 可以看到， 隨著(zhù)轉速的降低主應變呈現明顯的下降趨勢， 在 6000 r/min、 5000 r/min 和 4000 r/min 時(shí)分別為 0.23%、0.20% 和 0.18%。 在轉速降低時(shí)涂層表面溫度有小幅上升、 熱應力有所提高， 但轉速降低后氣流激振、 機械振動(dòng)以及離心載荷將顯著(zhù)下降， 在高速旋轉過(guò)程中動(dòng)應變對涂層變形的影響起著(zhù)決定性的作用， 因此主應變明顯降低。
圖 8 不同轉速下熱障涂層主應變
與靜態(tài)測量結果對比
2.3.1 溫度測量結果對比
為了對比動(dòng)態(tài)、 靜態(tài)服役過(guò)程中熱障涂層表面溫度場(chǎng)差異， 使用同規格樣品， 在靜態(tài)熱沖擊實(shí)驗臺開(kāi)展了對照實(shí)驗。 靜態(tài)測溫通過(guò)紅外熱像儀實(shí)現， 測溫點(diǎn)的選取與動(dòng)態(tài)一致， 燃氣噴槍對準測溫點(diǎn) 2 加熱， 以保證此位置為溫度最高。 與此同時(shí)， 為了便于對比動(dòng)、 靜態(tài)熱沖擊循環(huán)過(guò)程的主應變演化， 需調節靜態(tài)測試的主控溫度使動(dòng)、靜態(tài)測試時(shí)葉背尾緣測點(diǎn) 5 的溫度變化一致。 圖9 為動(dòng)、 靜測試保溫狀態(tài)下各測點(diǎn)的溫度分布，與高速旋轉熱沖擊相比， 維持葉背尾緣溫度相同時(shí)， 靜態(tài)測試的前緣溫度高達 1123 ℃， 截面溫差242 ℃ 遠大于動(dòng)態(tài)考核的 103 ℃。 動(dòng)態(tài)測試時(shí)渦輪葉片處于環(huán)境溫度較高的燃燒室中， 且高速旋轉下火焰對葉片的加熱更為均勻， 而靜態(tài)熱沖擊時(shí)， 遠離噴槍口的尾緣受周?chē)蜏丨h(huán)境的影響升溫緩慢， 終態(tài)溫度也較低， 因此動(dòng)靜、 態(tài)測試的截面溫度分布存在明顯差異。
為了分析熱障涂層失效的損傷演變過(guò)程及其失效機理， 對動(dòng)、 靜態(tài)熱循環(huán)過(guò)程進(jìn)行了應變損傷演化的實(shí)時(shí)檢測。 綜合考慮應變測點(diǎn)的穩定性與典型性， 選擇在吸力面 90° 安裝的應變計對熱循環(huán)過(guò)程進(jìn)行應變采集。 涂層失效判定條件為剝落面積達到 10% 或剝落長(cháng)度大于 10 mm， 每 20次循環(huán)進(jìn)行一次采樣繪制。 圖 10 為帶熱障涂層渦輪葉片動(dòng)態(tài)與靜態(tài)熱沖擊循環(huán)考核過(guò)程中最大主應變演化曲線(xiàn)。 圖中可以看出， 動(dòng)態(tài)熱沖擊主應變在 0.23%~0.82% 之間， 靜態(tài)熱沖擊主應變在0.04%~0.67% 之間， 均為拉伸變形。 動(dòng)態(tài)熱沖擊實(shí)驗熱障涂層經(jīng)歷 128 次循環(huán)剝落失效， 低于靜態(tài)測試的 194 次， 但失效前最大主應變高于靜態(tài)。在動(dòng)態(tài)與靜態(tài)熱沖擊循環(huán)考核過(guò)程中， 雖然測點(diǎn)的溫度變化一致， 但動(dòng)態(tài)測試在高速旋轉過(guò)程需要承受氣流激振力與離心力等多種復雜載荷， 因此相同循環(huán)次數下的主應變高于靜態(tài)。 對比失效前最后的應變狀態(tài)， 二者主應變差值有所減小，說(shuō)明涂層的剝落失效是疲勞損傷的累積過(guò)程， 剝落時(shí)最大主應變需要達到一定的臨界條件。
圖 9 熱障涂層截面溫度分布
圖 10 熱沖擊循環(huán)過(guò)程熱障涂層的應變損傷演化
2.3.3 宏觀(guān)形貌演變對比
如圖 11 所示為熱障涂層在動(dòng)態(tài)熱沖擊循環(huán)下的宏觀(guān)形貌演變。 測試前熱障涂層表面光滑整潔，由于存在煤油燃燒產(chǎn)物的沉積， 隨著(zhù)循環(huán)次數的增加表面逐漸暗淡。 熱循環(huán) 60 次后， 熱障涂層開(kāi)始出現剝落， 剝落區域集中在受燃氣沖刷較為嚴重的吸力面前緣中上部。 隨著(zhù)熱循環(huán)的進(jìn)行， 剝落區域逐漸向周?chē)樱?葉冠附近剝落最為嚴重。循環(huán) 128 次時(shí)剝落面積達到總面積的 10%， 涂層已經(jīng)失效。 圖 12 所示為靜態(tài)熱沖擊循環(huán)時(shí)熱障涂層的宏觀(guān)形貌演變， 原始形貌仍然干凈整潔， 隨著(zhù)熱循環(huán)的進(jìn)行， 涂層表面出現黑色斑點(diǎn)。 循環(huán)90 次時(shí)， 涂層表面出現可見(jiàn)裂紋， 裂紋位置為正對燃氣沖擊區域。 隨后剝落面積逐漸擴大最終在194 次熱循環(huán)后失效， 但剝落區域未向葉冠擴散。對比發(fā)現， 熱沖擊循環(huán)考核過(guò)程中熱障涂層率先剝落區域均為受外力沖擊最大且溫度最高的位置，然后向周?chē)鷶U展。 當存在離心載荷時(shí)， 熱障涂層的剝落位置會(huì )向離心力最大的葉冠方向擴散。
圖 11 動(dòng)態(tài)考核過(guò)程熱障涂層的宏觀(guān)形貌演變： (a) 0 次循環(huán)； (b) 20 次循環(huán)；(c) 40 次循環(huán)； (d) 60次循環(huán)； (e) 80 次循環(huán)； (f) 100 次循環(huán)； (g) 120 次循環(huán)； (h) 128 次循環(huán)
圖 12 靜態(tài)考核過(guò)程熱障涂層的宏觀(guān)形貌演變： (a) 0 次循環(huán)； (b) 30 次循環(huán)； (c) 60 次循環(huán)； (d) 90 次循環(huán)；(e) 120 次循環(huán)； (f) 150次循環(huán)； (g) 180 次循環(huán)； (h) 194 次循環(huán)
微觀(guān)結構分析
為了對高速旋轉熱障涂層進(jìn)行失效模式分析，采用 SEM 觀(guān)測了剝落區域熱障涂層微觀(guān)結構特征。 斷面顯微圖片如圖 13， 從圖可以看出未剝落區域的熱障涂層依舊保持完整形貌。 剝落區明顯可見(jiàn)熱障涂層柱狀晶已經(jīng)折斷或完全從粘接層脫離， 并且被折斷的涂層因為受到嚴重侵蝕產(chǎn)生大量表面垂直裂紋。 涂層剝落的原因可歸結為以下幾點(diǎn)： (1) 剝落集中在葉背的高溫區， 此處溫度梯度高、 應變梯度大； (2) 高溫、 高壓燃氣的沖刷導致柱狀晶逐漸減薄， 從而引發(fā)涂層剝落； (3) 高速旋轉加速了柱狀晶的折斷以及裂紋的生長(cháng)， 促使剝落區域集中在離心載荷最大的葉冠處。
圖 13 動(dòng)態(tài)熱沖擊循環(huán)失效后熱障涂層的微觀(guān)結構
結論
針對航空發(fā)動(dòng)機渦輪葉片熱障涂層臺架試車(chē)前考核平臺缺失、 關(guān)鍵損傷數據缺乏的難題， 研制了基于高溫熱沖擊與高速旋轉的模擬考核平臺，并開(kāi)發(fā)了涂層損傷的實(shí)時(shí)檢測系統， 主要結論包括：
(1) 高速旋轉的渦輪葉片熱障涂層表面溫度分布均勻， 截面溫差為 103℃ 低于靜態(tài)熱沖擊考核的 242℃ 截面溫差。 吸力面溫度大于壓力面， 降低轉速溫度會(huì )有小幅提升。
(2) 熱障涂層在平行于緣板方向應變梯度最大， 45 度方向最小。 熱障涂層吸力面主應變大于壓力面， 當轉速降低表面主應變顯著(zhù)下降。
(3) 渦輪葉片熱障涂層經(jīng)歷 128 次動(dòng)態(tài)熱沖擊循環(huán)剝落失效， 失效前表面主應變范圍在沖擊循環(huán)剝落失效， 失效前表面主應變范圍在0.23%~0.82%， 大于靜態(tài)熱沖擊的 0.04%~0.67%。失效位置在葉背靠近前緣處， 失效原因是外力的沖擊以及離心載荷作用下各類(lèi)裂紋的快速擴展，涂層失效形式為減薄式剝落， 最終從粘接層脫離。
如有侵權請聯(lián)系刪除