摘要：在地面臺或核心機上開展熱障涂層試車需耗費巨大的人力物力， 且無法捕捉涂層損傷演化的關(guān)鍵信息。 通過研制高速旋轉(zhuǎn)渦輪葉片熱障涂層動態(tài)服役環(huán)境模擬與測試裝置， 并在轉(zhuǎn)子葉片熱障涂層表面敷設(shè)高溫電阻應(yīng)變計與熱電偶可實現(xiàn)服役過程中的應(yīng)變損傷與溫度場的實時檢測。 敷設(shè)方法選擇陶瓷棒火焰噴涂， 應(yīng)變計的溫度補償通過高溫升降爐來實現(xiàn)， 同時也開展了靜態(tài)熱沖擊考核對比實驗。 結(jié)果表明轉(zhuǎn)速 6000 r/min、 服役溫度 1000℃時渦輪葉片截面溫差為 103℃， 提高轉(zhuǎn)速后熱障涂層溫度降低但主應(yīng)變顯著提高， 吸力面主應(yīng)變大于壓力面， 在平行于緣板方向應(yīng)變梯度最大。 在動態(tài)熱沖擊循環(huán)測試中涂層失效前測點主應(yīng)變?yōu)?nbsp;0.23%~0.82%，高于靜態(tài)測試的 0.04%~0.67%， 各測點均為拉伸變形。高速旋轉(zhuǎn)熱障涂層經(jīng)歷 128 次熱循環(huán)剝落失效， 失效原因為應(yīng)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； 實時檢測
引言
渦輪葉片熱障涂層服役在高溫、高速旋轉(zhuǎn)、沖蝕、 腐蝕等熱力化載荷耦合的環(huán)境下，依靠常規(guī)的拉伸、氧化、熱力疲勞等實驗方法難以準(zhǔn)確研究其失效機制，傳統(tǒng)的非接觸式無損檢測方法很難捕捉其在熱應(yīng)力、離心力、氣動力等復(fù)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，實現(xiàn)高速旋轉(zhuǎn)熱障涂層與燃?xì)饨换プ饔孟峦牧鳌岚咭约皬?fù)雜應(yīng)力場的模擬和檢測，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(nèi)外開展了大量研究， 北京航空材料研究院、北京科技大學(xué)等通過考核熱障涂層的熱循環(huán)壽命，指導(dǎo)新型涂層的設(shè)計與工藝優(yōu)化，湘潭大學(xué)通過聲發(fā)射技術(shù)與數(shù)字圖像相關(guān)法結(jié)合的方式首次實現(xiàn)了導(dǎo)向葉片熱障涂層在服役過程中應(yīng)變演化和裂紋損傷模式的實時檢測。荷蘭 NLC 和加拿大 NRC 研制的 LCS-4 系列高速燃?xì)庋b置通過燃燒柴油等產(chǎn)生高溫、高壓燃?xì)鈱悠愤M行加熱，實現(xiàn)熱障涂層樣品在旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的考核。 美國cincinnati 大學(xué)研制的動態(tài)模擬裝置將熱障涂層樣品固定在旋轉(zhuǎn)軸上模擬離心力，燃?xì)鈬姌寣Χ鄠€旋轉(zhuǎn)樣品同時進行加熱。 中國航發(fā)動研所、渦輪院等在核心機或整機試驗臺上開展了渦輪葉片動應(yīng)力測試，實驗時在發(fā)動機前端布置引電器， 通過全轉(zhuǎn)速范圍試車測試渦輪葉片的共振頻率、 共振轉(zhuǎn)速以及高周疲勞損傷。 然而， 這些工作多數(shù)是針對熱障涂層靜止件的考核或?qū)υ嚰M行象征性的繞軸旋轉(zhuǎn)， 也有針對轉(zhuǎn)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檢測技術(shù)應(yīng)用比較成熟，在高溫燃?xì)鉀_擊與高速旋轉(zhuǎn)作用下熱障涂層應(yīng)變場與溫度場的實時檢測仍是領(lǐng)域內(nèi)的難點與空白點。
試驗
試驗樣品
試驗樣品為帶熱障涂層的燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)子葉片，多個渦輪葉片在渦輪盤上呈圓周均布， 通過卡具固定后隨渦輪盤高速旋轉(zhuǎn)。 熱障涂層體系由基底、 粘結(jié)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(jié)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前考核評價平臺缺失、 關(guān)鍵損傷參數(shù)不清的難題， 研制了渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合動態(tài)試驗?zāi)M與測試裝置。裝置通過高速電機帶動載有渦輪盤的主軸旋轉(zhuǎn)，超音速燃?xì)鈬姌屖褂煤娇彰河妥鋈剂希?純氧做助燃劑， 噴槍在導(dǎo)軌的帶動下可深入燃燒室對旋轉(zhuǎn)的渦輪葉片進行加熱， 渦輪葉片最大旋轉(zhuǎn)直徑為460 mm。 圖 1(a)、 (b) 分別為同時點燃六把燃?xì)鈬姌尯蛧姌屔钊肴紵倚Ч麍D。 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(zhuǎn)時熱障涂層表面最高溫度需要達(dá)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。 實驗開始前渦輪葉片以預(yù)定轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)， 點燃的噴槍在導(dǎo)軌上前進時開始計時。 保溫階段結(jié)束后， 噴槍從燃燒室中移出熱障涂層開始降溫， 降溫過程結(jié)束后葉片停止旋轉(zhuǎn)。 為分析不同服役轉(zhuǎn)速對涂層表面溫度以及應(yīng)變損傷的影響， 對比轉(zhuǎn)速選擇 5000 r/min 和4000 r/min。
圖 1 導(dǎo)軌上點燃的燃?xì)鈬姌專?(a) 同時點燃六把噴槍； (b) 噴槍深入燃燒室
實時檢測方式
動態(tài)裝置的實時檢測系統(tǒng)由高溫電阻應(yīng)變計、測溫?zé)犭娕肌?高溫引線、 導(dǎo)電滑環(huán)和分析系統(tǒng)組成。 應(yīng)變計和熱電偶安裝在熱障涂層表面， 微小形變會引起熱障涂層表面應(yīng)變計阻值的變化，應(yīng)變儀通過采集電信號變化進而獲取形變信息。導(dǎo)電滑環(huán)工作時轉(zhuǎn)子端（ 滑環(huán)外殼） 高速旋轉(zhuǎn)的電刷與靜子端（ 被卡具固定） 的金屬環(huán)時刻保持滑動接觸， 從而將電信號持續(xù)、 穩(wěn)定傳出。 如圖2 所示， 應(yīng)變計和熱電偶引線與高溫導(dǎo)線儲能焊接后在渦輪盤表面均勻布置然后接入導(dǎo)電滑環(huán)，為防止導(dǎo)線在高速旋轉(zhuǎn)過程中損壞， 需使用高溫合金薄片進行全程的點焊固定。 信號線經(jīng)導(dǎo)電滑環(huán)靜止引出后連接遠(yuǎn)端的應(yīng)變儀、 測溫儀等分析設(shè)備。
應(yīng)變片與熱電偶的安裝方式
固定在熱障涂層表面的應(yīng)變計、 熱電偶，不僅要面臨高溫、高速旋轉(zhuǎn)的服役環(huán)境， 還要承受高壓的燃?xì)鉀_刷，極易發(fā)生脫落并扯斷引線 。為保證信號傳輸?shù)姆€(wěn)定性，本文應(yīng)變計與熱電偶的安裝方式采用火焰噴涂法。 所用設(shè)備為 ROKIDE 火焰噴涂系統(tǒng)， 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， 進而固定應(yīng)變計和熱電偶。實驗所用 Vishay 應(yīng)變計型號為 ZWPNC-063-120，標(biāo) 稱 阻 值 120Ω， 最 高 工 作 溫 度1038℃。
圖 2 渦輪盤表面信號線的布置
為保證安裝應(yīng)變計的存活率， 應(yīng)變測點應(yīng)避開應(yīng)變梯度較大的位置， 選取平整易于噴涂固定的區(qū)域。 同時參考相關(guān)文獻， 應(yīng)變計最為理想的敷設(shè)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應(yīng)變的同時， 也承受著較大的離心載荷。 同一測點在不同方向上的應(yīng)變梯度不同， 應(yīng)變示值也會存在差異，為了探究熱障涂層不同方向上的應(yīng)變梯度， 如圖3 在三個葉片的吸力面測點互成 45° 安裝電阻應(yīng)變計。 為了對比壓力面與吸力面應(yīng)變差異， 在圖3(c) 吸力面測點對稱的壓力面同樣以 90° 安裝應(yīng)變計。 由于過多測點的噴涂會影響渦輪葉片本身的振動特性， 并且難以在同一葉片上完成多條引線的平衡布置， 因此將同級渦輪盤上的渦輪葉片做等效處理， 即認(rèn)為同時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(yīng)變計的熱障涂層葉片： (a) 0° ; (b) 45° ; (c) 90°
結(jié)果及分析
溫度測量結(jié)果
2.1.1 截面溫度分布
為測量高速旋轉(zhuǎn)熱障涂層的截面溫度場， 在應(yīng)變測點所在截面選取了 9 個點進行溫度測量，其中測溫點 5 和 6 與尾緣應(yīng)變測點位置一致。6000 r/min、 1000 ℃服役時設(shè)備的加熱參數(shù)如表 1。
表 1 轉(zhuǎn)速 6000r/min、 溫度 1000℃時的測試參數(shù)
由圖 4 溫度測點和截面各點時間溫度變化曲線可知， 點1~5的最高溫度分別是992 ℃、 1000 ℃、985 ℃、 948 ℃和 921 ℃， 點 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(xiàn)在吸力面靠近前緣處（ 測點 2， 1000 ℃） 、 最低位置在壓力面尾緣（ 測點7， 897 ℃） 。 這是因為在葉片旋轉(zhuǎn)過程中， 高溫燃?xì)饴氏仍谖γ媾c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。 在噴槍未完全進入燃燒室之前溫升速率較慢， 隨后升溫速率顯著提高， 最終各測點相繼達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。
圖 4 熱障涂層截面溫度測量： (a) 截面溫度測點； (b) 吸力面溫升曲線； (c) 壓力面溫升曲線
2.1.2 不同服役轉(zhuǎn)速溫度變化
圖 5 為測溫點 2 以表 1 參數(shù)加熱時不同轉(zhuǎn)速下的溫度變化曲線， 在下的溫度變化曲線， 在 6000 r/ min、5000 r/min、4000 r/min 的穩(wěn)定溫度分別為 1000 ℃、1013 ℃、1022 ℃。可以看出，加熱參數(shù)不變時隨著轉(zhuǎn)速的降低， 溫度呈小幅升高的趨勢。 這是因為受尾跡導(dǎo)流的影響， 轉(zhuǎn)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， 周圍相對低溫的氣流會在葉片表面形成“冷卻氣膜”， 轉(zhuǎn)速越高低溫氣流的冷卻效果便越顯著。
圖 5 不同轉(zhuǎn)速下熱障涂層溫度變化曲線
應(yīng)變測量結(jié)果
2.2.1 溫度補償
圖 6 熱障涂層在升降爐中的溫升重復(fù)曲線與實際溫度曲線對比： (a) 吸力面； (b) 壓力面
2.2.2 不同安裝位置應(yīng)變結(jié)果
如 圖 7 所 示 為 1000 ℃、 6000 r/min 測 試 狀態(tài)下， 4 個應(yīng)變測點應(yīng)變總量曲線 (a)、 熱輸出曲線 (b) 和二者作差得到的主應(yīng)變曲線 (c)。 對保溫時穩(wěn)定狀態(tài)的應(yīng)變進行分析， 可見熱輸出在應(yīng)變總量中占比很高。 由圖 7(c) 可知， 吸力面主應(yīng)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(yīng)變分別為 0.24%、 0.23%、0.21%。 吸力面溫度高具有更大熱應(yīng)力， 同時也承受著更多的氣流沖擊， 因此主應(yīng)變高于壓力面。應(yīng)變計示值反應(yīng)的是應(yīng)變計敏感柵接觸范圍內(nèi)的總變形， 安裝方向平行于緣板 (0°) 時截面方向溫度梯度高、 敏感柵所受應(yīng)變梯度大， 因此形變量最大。 垂直于緣板方向 (90°) 的應(yīng)變梯度較小但與燃?xì)獾慕佑|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(yīng)變大于 90° 大于 45°。
圖 7 熱障涂層應(yīng)變曲線：(a) 應(yīng)變總量； (b) 熱輸出； (c) 主應(yīng)變
2.2.3 不同服役轉(zhuǎn)速應(yīng)變變化
圖 8 所示為吸力面 90° 方向敷設(shè)的應(yīng)變計在不同服役轉(zhuǎn)速下主應(yīng)變曲線。 可以看到， 隨著轉(zhuǎn)速的降低主應(yīng)變呈現(xiàn)明顯的下降趨勢， 在不同服役轉(zhuǎn)速下主應(yīng)變曲線。 可以看到， 隨著轉(zhuǎn)速的降低主應(yīng)變呈現(xiàn)明顯的下降趨勢， 在 6000 r/min、 5000 r/min 和 4000 r/min 時分別為 0.23%、0.20% 和 0.18%。 在轉(zhuǎn)速降低時涂層表面溫度有小幅上升、 熱應(yīng)力有所提高， 但轉(zhuǎn)速降低后氣流激振、 機械振動以及離心載荷將顯著下降， 在高速旋轉(zhuǎn)過程中動應(yīng)變對涂層變形的影響起著決定性的作用， 因此主應(yīng)變明顯降低。
圖 8 不同轉(zhuǎn)速下熱障涂層主應(yīng)變
與靜態(tài)測量結(jié)果對比
2.3.1 溫度測量結(jié)果對比
為了對比動態(tài)、 靜態(tài)服役過程中熱障涂層表面溫度場差異， 使用同規(guī)格樣品， 在靜態(tài)熱沖擊實驗臺開展了對照實驗。 靜態(tài)測溫通過紅外熱像儀實現(xiàn)， 測溫點的選取與動態(tài)一致， 燃?xì)鈬姌寣?/span>準(zhǔn)測溫點 2 加熱， 以保證此位置為溫度最高。 與此同時， 為了便于對比動、 靜態(tài)熱沖擊循環(huán)過程的主應(yīng)變演化， 需調(diào)節(jié)靜態(tài)測試的主控溫度使動、靜態(tài)測試時葉背尾緣測點 5 的溫度變化一致。 圖9 為動、 靜測試保溫狀態(tài)下各測點的溫度分布，與高速旋轉(zhuǎn)熱沖擊相比， 維持葉背尾緣溫度相同時， 靜態(tài)測試的前緣溫度高達(dá) 1123 ℃， 截面溫差242 ℃ 遠(yuǎn)大于動態(tài)考核的 103 ℃。 動態(tài)測試時渦輪葉片處于環(huán)境溫度較高的燃燒室中， 且高速旋轉(zhuǎn)下火焰對葉片的加熱更為均勻， 而靜態(tài)熱沖擊時， 遠(yuǎn)離噴槍口的尾緣受周圍低溫環(huán)境的影響升溫緩慢， 終態(tài)溫度也較低， 因此動靜、 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程及其失效機理， 對動、 靜態(tài)熱循環(huán)過程進行了應(yīng)變損傷演化的實時檢測。 綜合考慮應(yīng)變測點的穩(wěn)定性與典型性， 選擇在吸力面 90° 安裝的應(yīng)變計對熱循環(huán)過程進行應(yīng)變采集。 涂層失效判定條件為剝落面積達(dá)到 10% 或剝落長度大于 10 mm， 每 20次循環(huán)進行一次采樣繪制。 圖 10 為帶熱障涂層渦輪葉片動態(tài)與靜態(tài)熱沖擊循環(huán)考核過程中最大主應(yīng)變演化曲線。 圖中可以看出， 動態(tài)熱沖擊主應(yīng)變在 0.23%~0.82% 之間， 靜態(tài)熱沖擊主應(yīng)變在0.04%~0.67% 之間， 均為拉伸變形。 動態(tài)熱沖擊實驗熱障涂層經(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(yīng)變高于靜態(tài)。在動態(tài)與靜態(tài)熱沖擊循環(huán)考核過程中， 雖然測點的溫度變化一致， 但動態(tài)測試在高速旋轉(zhuǎn)過程需要承受氣流激振力與離心力等多種復(fù)雜載荷， 因此相同循環(huán)次數(shù)下的主應(yīng)變高于靜態(tài)。 對比失效前最后的應(yīng)變狀態(tài)， 二者主應(yīng)變差值有所減小，說明涂層的剝落失效是疲勞損傷的累積過程， 剝落時最大主應(yīng)變需要達(dá)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)過程熱障涂層的應(yīng)變損傷演化
2.3.3 宏觀形貌演變對比
如圖 11 所示為熱障涂層在動態(tài)熱沖擊循環(huán)下的宏觀形貌演變。 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， 隨著循環(huán)次數(shù)的增加表面逐漸暗淡。 熱循環(huán) 60 次后， 熱障涂層開始出現(xiàn)剝落， 剝落區(qū)域集中在受燃?xì)鉀_刷較為嚴(yán)重的吸力面前緣中上部。 隨著熱循環(huán)的進行， 剝落區(qū)域逐漸向周圍蔓延， 葉冠附近剝落最為嚴(yán)重。循環(huán) 128 次時剝落面積達(dá)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)時熱障涂層的宏觀形貌演變， 原始形貌仍然干凈整潔， 隨著熱循環(huán)的進行， 涂層表面出現(xiàn)黑色斑點。 循環(huán)90 次時， 涂層表面出現(xiàn)可見裂紋， 裂紋位置為正對燃?xì)鉀_擊區(qū)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(qū)域未向葉冠擴散。對比發(fā)現(xiàn)， 熱沖擊循環(huán)考核過程中熱障涂層率先剝落區(qū)域均為受外力沖擊最大且溫度最高的位置，然后向周圍擴展。 當(dāng)存在離心載荷時， 熱障涂層的剝落位置會向離心力最大的葉冠方向擴散。
圖 11 動態(tài)考核過程熱障涂層的宏觀形貌演變： (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)考核過程熱障涂層的宏觀形貌演變： (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)
微觀結(jié)構(gòu)分析
為了對高速旋轉(zhuǎn)熱障涂層進行失效模式分析，采用 SEM 觀測了剝落區(qū)域熱障涂層微觀結(jié)構(gòu)特征。 斷面顯微圖片如圖 13， 從圖可以看出未剝落區(qū)域的熱障涂層依舊保持完整形貌。 剝落區(qū)明顯可見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(yán)重侵蝕產(chǎn)生大量表面垂直裂紋。 涂層剝落的原因可歸結(jié)為以下幾點： (1) 剝落集中在葉背的高溫區(qū)， 此處溫度梯度高、 應(yīng)變梯度大； (2) 高溫、 高壓燃?xì)獾臎_刷導(dǎo)致柱狀晶逐漸減薄， 從而引發(fā)涂層剝落； (3) 高速旋轉(zhuǎn)加速了柱狀晶的折斷以及裂紋的生長， 促使剝落區(qū)域集中在離心載荷最大的葉冠處。
圖 13 動態(tài)熱沖擊循環(huán)失效后熱障涂層的微觀結(jié)構(gòu)
結(jié)論
針對航空發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層臺架試車前考核平臺缺失、 關(guān)鍵損傷數(shù)據(jù)缺乏的難題， 研制了基于高溫?zé)釠_擊與高速旋轉(zhuǎn)的模擬考核平臺，并開發(fā)了涂層損傷的實時檢測系統(tǒng)， 主要結(jié)論包括：
(1) 高速旋轉(zhuǎn)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(zhuǎn)速溫度會有小幅提升。
(2) 熱障涂層在平行于緣板方向應(yīng)變梯度最大， 45 度方向最小。 熱障涂層吸力面主應(yīng)變大于壓力面， 當(dāng)轉(zhuǎn)速降低表面主應(yīng)變顯著下降。
(3) 渦輪葉片熱障涂層經(jīng)歷 128 次動態(tài)熱沖擊循環(huán)剝落失效， 失效前表面主應(yīng)變范圍在沖擊循環(huán)剝落失效， 失效前表面主應(yīng)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。
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