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鍵信息。 通過研制高速旋轉渦輪葉片熱障涂層動態服役環境模擬與測試裝置， 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現服役過程中的應變損傷與溫度場的實時檢測。 敷設方法選擇陶瓷棒火焰噴涂， 應變計的溫度補償通過高溫升降爐來實現， 同時也開展了靜態熱沖擊考核對比實驗。 結果表明轉速 6000 r/min、 服役溫度 1000℃時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。 在動態熱沖擊循環測試中涂層失效前測點主應變為 0.23%~0.82%，高于靜態測試的 0.04%~0.67%， 各測點均為拉伸變形。高速旋轉熱障涂層經歷 128 次熱循環剝落失效， 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、沖蝕、 腐蝕等熱力化載荷耦合的環境下，依靠常規的拉伸、氧化、熱力疲勞等實驗方法難以準確研究其失效機制，傳統的非接觸式無損檢測方法很難捕捉其在熱應力、離心力、氣動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重要。
針對熱障涂層的熱沖擊考核測試國內外開展了大量研究， 北京航空材料研究院、北京科技大學等通過考核熱障涂層的熱循環壽命，指導新型涂層的設計與工藝優化，湘潭大學通過聲發射技術與數字圖像相關法結合的方式首次實現了導向葉片熱障涂層在服役過程中應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 系列高速燃氣裝置通過燃燒柴油等產生高溫、高壓燃氣對樣品進行加熱，實現熱障涂層樣品在旋轉狀態下的考核。 美國cincinnati 大學研制的動態模擬裝置將熱障涂層樣品固定在旋轉軸上模擬離心力，燃氣噴槍對多個旋轉樣品同時進行加熱。 中國航發動研所、渦輪院等在核心機或整機試驗臺上開展了渦輪葉片動應力測試，實驗時在發動機前端布置引電器， 通過全轉速范圍試車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域。 在熱障涂層靜止件的考核中時檢測技術應用比較成熟，在高溫燃氣沖擊與高速旋轉作用下熱障涂層應變場與溫度場的實時檢測仍是領域內的難點與空白點。
試驗
試驗樣品
試驗樣品為帶熱障涂層的燃氣渦輪轉子葉片，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。 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前考核評價平臺缺失、 關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態試驗模擬與測試裝置。裝置通過高速電機帶動載有渦輪盤的主軸旋轉，超音速燃氣噴槍使用航空煤油做燃料， 純氧做助燃劑， 噴槍在導軌的帶動下可深入燃燒室對旋轉的渦輪葉片進行加熱， 渦輪葉片最大旋轉直徑為460 mm。 圖 1(a)、 (b) 分別為同時點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 速度旋轉時熱障涂層表面最高溫度需要達到 1000℃。 一次熱沖擊循環包括升溫、 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定轉速旋轉， 點燃的噴槍在導軌上前進時開始計時。 保溫階段結束后， 噴槍從燃燒室中移出熱障涂層開始降溫， 降溫過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 導軌上點燃的燃氣噴槍： (a) 同時點燃六把噴槍； (b) 噴槍深入燃燒室
實時檢測方式
動態裝置的實時檢測系統由高溫電阻應變計、測溫熱電偶、 高溫引線、 導電滑環和分析系統組成。 應變計和熱電偶安裝在熱障涂層表面， 微小形變會引起熱障涂層表面應變計阻值的變化，應變儀通過采集電信號變化進而獲取形變信息。導電滑環工作時轉子端（ 滑環外殼） 高速旋轉的電刷與靜子端（ 被卡具固定） 的金屬環時刻保持滑動接觸， 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與高溫導線儲能焊接后在渦輪盤表面均勻布置然后接入導電滑環，為防止導線在高速旋轉過程中損壞， 需使用高溫合金薄片進行全程的點焊固定。 信號線經導電滑環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、高速旋轉的服役環境， 還要承受高壓的燃氣沖刷，極易發生脫落并扯斷引線 。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， 進而固定應變計和熱電偶。實驗所用 Vishay 應變計型號為 ZWPNC-063-120，標 稱 阻 值 120Ω， 最 高 工 作 溫 度1038℃。
圖 2 渦輪盤表面信號線的布置
為保證安裝應變計的存活率， 應變測點應避開應變梯度較大的位置， 選取平整易于噴涂固定的區域。 同時參考相關文獻， 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應變的同時， 也承受著較大的離心載荷。 同一測點在不同方向上的應變梯度不同， 應變示值也會存在差異，為了探究熱障涂層不同方向上的應變梯度， 如圖3 在三個葉片的吸力面測點互成 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) 吸力面測點對稱的壓力面同樣以 90° 安裝應變計。 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， 即認為同時服役的帶熱障涂層渦輪葉片狀態一致。
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， 在應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 與尾緣應變測點位置一致。6000 r/min、 1000 ℃服役時設備的加熱參數如表 1。
表 1 轉速 6000r/min、 溫度 1000℃時的測試參數
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過程中， 高溫燃氣率先在吸力面與渦輪葉片發生交互作用， 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， 最終各測點相繼達到穩定狀態。
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 不同服役轉速溫度變化
圖 5 為測溫點 2 以表 1 參數加熱時不同轉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 的穩定溫度分別為 1000 ℃、1013 ℃、1022 ℃。可以看出，加熱參數不變時隨著轉速的降低， 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”， 轉速越高低溫氣流的冷卻效果便越顯著。
圖 5 不同轉速下熱障涂層溫度變化曲線
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 不同安裝位置應變結果
如 圖 7 所 示 為 1000 ℃、 6000 r/min 測 試 狀態下， 4 個應變測點應變總量曲線 (a)、 熱輸出曲線 (b) 和二者作差得到的主應變曲線 (c)。 對保溫時穩定狀態的應變進行分析， 可見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， 同時也承受著更多的氣流沖擊， 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：(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。 可以看到， 隨著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。 可以看到， 隨著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 時分別為 0.23%、0.20% 和 0.18%。 在轉速降低時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、 機械振動以及離心載荷將顯著下降， 在高速旋轉過程中動應變對涂層變形的影響起著決定性的作用， 因此主應變明顯降低。
圖 8 不同轉速下熱障涂層主應變
與靜態測量結果對比
2.3.1 溫度測量結果對比
為了對比動態、 靜態服役過程中熱障涂層表面溫度場差異， 使用同規格樣品， 在靜態熱沖擊實驗臺開展了對照實驗。 靜態測溫通過紅外熱像儀實現， 測溫點的選取與動態一致， 燃氣噴槍對準測溫點 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、 靜態熱沖擊循環過程的主應變演化， 需調節靜態測試的主控溫度使動、靜態測試時葉背尾緣測點 5 的溫度變化一致。 圖9 為動、 靜測試保溫狀態下各測點的溫度分布，與高速旋轉熱沖擊相比， 維持葉背尾緣溫度相同時， 靜態測試的前緣溫度高達 1123 ℃， 截面溫差242 ℃ 遠大于動態考核的 103 ℃。 動態測試時渦輪葉片處于環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， 而靜態熱沖擊時， 遠離噴槍口的尾緣受周圍低溫環境的影響升溫緩慢， 終態溫度也較低， 因此動靜、 態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、 靜態熱循環過程進行了應變損傷演化的實時檢測。 綜合考慮應變測點的穩定性與典型性， 選擇在吸力面 90° 安裝的應變計對熱循環過程進行應變采集。 涂層失效判定條件為剝落面積達到 10% 或剝落長度大于 10 mm， 每 20次循環進行一次采樣繪制。 圖 10 為帶熱障涂層渦輪葉片動態與靜態熱沖擊循環考核過程中最大主應變演化曲線。 圖中可以看出， 動態熱沖擊主應變在 0.23%~0.82% 之間， 靜態熱沖擊主應變在0.04%~0.67% 之間， 均為拉伸變形。 動態熱沖擊實驗熱障涂層經歷 128 次循環剝落失效， 低于靜態測試的 194 次， 但失效前最大主應變高于靜態。在動態與靜態熱沖擊循環考核過程中， 雖然測點的溫度變化一致， 但動態測試在高速旋轉過程需要承受氣流激振力與離心力等多種復雜載荷， 因此相同循環次數下的主應變高于靜態。 對比失效前最后的應變狀態， 二者主應變差值有所減小，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 熱沖擊循環過程熱障涂層的應變損傷演化
2.3.3 宏觀形貌演變對比
如圖 11 所示為熱障涂層在動態熱沖擊循環下的宏觀形貌演變。 測試前熱障涂層表面光滑整潔，由于存在煤油燃燒產物的沉積， 隨著循環次數的增加表面逐漸暗淡。 熱循環 60 次后， 熱障涂層開始出現剝落， 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。 隨著熱循環的進行， 剝落區域逐漸向周圍蔓延， 葉冠附近剝落最為嚴重。循環 128 次時剝落面積達到總面積的 10%， 涂層已經失效。 圖 12 所示為靜態熱沖擊循環時熱障涂層的宏觀形貌演變， 原始形貌仍然干凈整潔， 隨著熱循環的進行， 涂層表面出現黑色斑點。 循環90 次時， 涂層表面出現可見裂紋， 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 次熱循環后失效， 但剝落區域未向葉冠擴散。對比發現， 熱沖擊循環考核過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，然后向周圍擴展。 當存在離心載荷時， 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 動態考核過程熱障涂層的宏觀形貌演變： (a) 0 次循環； (b) 20 次循環；(c) 40 次循環； (d) 60次循環； (e) 80 次循環； (f) 100 次循環； (g) 120 次循環； (h) 128 次循環
圖 12 靜態考核過程熱障涂層的宏觀形貌演變： (a) 0 次循環； (b) 30 次循環； (c) 60 次循環； (d) 90 次循環；(e) 120 次循環； (f) 150次循環； (g) 180 次循環； (h) 194 次循環
微觀結構分析
為了對高速旋轉熱障涂層進行失效模式分析，采用 SEM 觀測了剝落區域熱障涂層微觀結構特征。 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。 剝落區明顯可見熱障涂層柱狀晶已經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生大量表面垂直裂紋。 涂層剝落的原因可歸結為以下幾點： (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， 促使剝落區域集中在離心載荷最大的葉冠處。
圖 13 動態熱沖擊循環失效后熱障涂層的微觀結構
結論
針對航空發動機渦輪葉片熱障涂層臺架試車前考核平臺缺失、 關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，并開發了涂層損傷的實時檢測系統， 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下降。
(3) 渦輪葉片熱障涂層經歷 128 次動態熱沖擊循環剝落失效， 失效前表面主應變范圍在沖擊循環剝落失效， 失效前表面主應變范圍在0.23%~0.82%， 大于靜態熱沖擊的 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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