熱障涂層服役環境模擬試驗方法的研究進展*

閆維亮，楊 麗，周益春，嚴 剛，李 聰

（1. 西安電子科技大學，西安 710126；2. 西安電子科技大學涂層薄膜材料與器件前沿交叉研究中心，西安 710126）

航空發動機是飛行器的核心，而推重比是發動機的關鍵參數。近年來，隨著推重比的提升，發動機的燃氣進口溫度不斷增大，先進渦扇發動機燃氣進口溫度已經達到了1900 K，如圖1 所示[1–2]。采用單晶材料或高效冷卻氣膜技術已不能滿足先進發動機熱端部件的需求，熱障涂層隔熱防護技術是目前提高發動機服役溫度最有效的方法，是將耐高溫、抗腐蝕、低導熱的陶瓷材料噴涂或沉積在高溫合金基底表面，以降低熱端部件表面溫度、提高基體抗高溫氧化腐蝕性能的一種防護技術。

圖1 典型發動機及其燃氣進口溫度[1]Fig.1 Typical engine and its gas inlet temperature[1]

熱障涂層是由隔熱的陶瓷層、抗氧化且增強結合力的粘結層以及鎳基高溫合金基體組成。各層成分和界面微觀結構的復雜性、熱力學性能的差異性，再加上渦輪葉片等熱端部件形狀的復雜、服役環境的惡劣，造成涂層在沒有先兆的情況下發生開裂、剝落，最終導致失效[3–5]，所以剝落失效是其安全應用與發展急需解決的關鍵問題。研究發現，造成涂層剝落的服役環境主要有以下3 種類型。

（1）高溫氧化。高溫帶來的界面氧化、熱失配應力是造成涂層剝落的重要因素[6]。

（2）沖蝕。飛機在飛行時將會受到燃油雜質、外來物顆粒等的撞擊，即沖蝕[7]。

（3）CMAS 腐蝕。在沖蝕過程中，其粒子主要為鈣、鎂、鋁、硅等金屬氧化物的混合物（CMAS），當溫度達到1250 ℃時，這些混合物就會熔融、滲透到陶瓷層，使涂層的性質、結構發生變化而導致涂層發生剝落失效[8]。在20 世紀70 年代，美國NASA 在高熱流密度的J–75 發動機上進行了試車，驗證熱障涂層的隔熱效果，并以此為依據對陶瓷層的成分進行了優化[9]。但在實際發動機上試車不僅耗資巨大，而且由于粒子大小、速度的不確定性得到的數據不全面，不具有代表性。因此，服役環境試驗模擬裝置的研制顯得尤為重要。

在3 大關鍵服役環境下，國際上通過自行研制的試驗模擬系統，在某一溫度下使多種硬質顆粒高速撞擊熱障涂層表面，再結合掃描電鏡等表征方法研究熱障涂層的失效機理。法國研制的Turbomeca 燃燒器裝置[10]，通過采用煤油、氯化鈉添加劑，實現了更復雜的熱循環。美國NASA 研發了高速燃氣模擬裝置[11]，采用氣槍熱沖擊并加入硬質顆粒實現了熱障涂層沖蝕失效的模擬。德國研制的風洞試驗模擬裝置[12]，攜帶硬質顆粒高速撞擊熱障涂層表面，同樣模擬了高溫沖蝕失效。國內北京航天航空大學開發了熱障涂層熱力耦合服役環境模擬裝置[13]；西北工業大學通過亞音速風洞和材料性能試驗機結合研發了熱障涂層的熱震試驗系統[14]；湘潭大學開發了熱障涂層服役環境試驗模擬裝置[15]。本文綜述了熱障涂層服役環境模擬試驗方法的發展現狀，并對未來研究及發展趨勢進行展望。

1 熱障涂層單一服役環境試驗方法

1.1 高溫熱循環試驗裝置

熱循環是利用高溫爐對熱障涂層加熱、保溫、冷卻（空冷、水冷或冷氣驟冷）的方式進行循環試驗，從而模擬熱障涂層在飛機起飛、飛行與降落狀態下的熱載荷。通過控制氧氣的含量，可以分析熱障涂層界面氧化規律與機理。該方法具有以下優點： （1）與發動機環境類似，其升、降溫速率的調節可通過不同方式實現；（2）冷熱交替循環因素、溫度因素均可實現模擬； （3）設備和操作較為簡易?；谶@些優勢，熱循環法在熱障涂層的考核中應用非常廣泛。其缺點是熱障涂層和基體置于相同的溫度環境中，不能有效模擬熱/溫度梯度，導致無法分析涂層內部應力梯度。

通常情況下，熱障涂層需歷經上千甚至上萬次熱循環才能剝落，手動高溫爐加熱、爐外冷卻和計數極為耗時，所以全自動化高溫爐的開發是熱循環試驗穩定進行的關鍵。圖2 為自動高溫熱循環爐和工作時的爐腔內部[16–17]，主要由自動控制系統、高溫加熱系統、爐門自動閉合傳動系統組成。先設定試驗所需的溫度和加熱、保溫、冷卻時間；開啟高溫爐，待爐內溫度達到所設定的溫度后，啟動自動循環系統；隨后將樣品放在已下降的載樣臺上，經傳送系統自動將其送入、閉合，然后自動加熱、保溫；到達設定時間后，爐門自動打開、載樣臺下降，樣品進行冷卻；如此循環，直到樣品失效或達到設定循環次數試驗停止。該自動高溫熱循環爐不僅可以進行高溫熱循環，還可以實現高溫氧化、高溫CMAS 腐蝕等試驗。這些模擬試驗均以單一溫度作為載荷。

圖2 自動高溫熱循環爐和工作時的爐腔內部[16–17]Fig.2 Automatic high-temperature thermal circulation furnace and inside the furnace chamber during operation[16–17]

在上述熱循環測試的基礎上，為了在環境因素、升降溫速率和熱流量等方面更接近真實工況，進一步模擬從涂層表面到基體內部的溫度梯度/熱梯度，國外開始搭建具有該功能的模擬服役試驗平臺，更有效地考核熱障涂層壽命評價、失效機理的研究。較為典型的是德國Juelich 研究中心搭建的燃氣熱沖擊裝置[18]，如圖3（a）所示。該裝置是以氧–甲烷作為燃料，整個系統由PLC 控制，所有氣體流量均由控制器進行調節，如圖3（b）所示。在熱沖擊運行時，燃氣沖擊涂層表面，而壓縮空氣從基體側進行冷卻。表面溫度通過紅外測溫儀測量，通常在1200～1500 ℃，基體溫度由熱電偶進行測溫及控溫（900～1100 ℃）。同時還安裝了聲發生裝置，以監測涂層的開裂剝離信號。經研究發現，在熱循環條件下逐層剝離的主要因素是應力梯度和梯度燒結，長時間的循環也會導致陶瓷層底層開裂。在較低的表面溫度下，失效主要由熱生長氧化物的生長引起，而在1300 ℃以上的高溫表面下，失效發生在熱障涂層內靠近表面的地方。

圖3 燃氣熱沖擊設備Fig.3 Gas thermal shock equipment

國內的北京航空航天大學、西安交通大學、湘潭大學等單位針對熱梯度測試設備進行了大量的開發和應用，逐漸完善了燃氣熱沖擊熱障涂層熱梯度模擬方面的缺失[19–20]。近年來，熱梯度模擬逐漸向多因素耦合、更高熱流量、更高效率等方面發展。意大利搭建了多槍加熱和圓盤狀卡具的Ansaldo 熱梯度模擬測試裝置，如圖4 所示[10]。該設備安裝有兩個燃燒噴槍，一個以氧丙烷為燃料，進行熱梯度的模擬；另一個以天然氣為燃料，在熱循環條件下（高達1100 ℃）進行長期氧化試驗和腐蝕測試。實現了高溫、冷熱疲勞和長時氧化條件下的多樣品的同時模擬測試。瑞典Volvo Aero 公司設計了圓盤裝卡設備，可同時進行8 個樣品的模擬測試，該方法具有較高的測試效率[10]。

圖4 意大利Ansaldo 熱沖擊和熱循環設備[10]Fig.4 Thermal shock and thermal cycling Ansaldo facility[10]

1.2 CMAS 腐蝕試驗裝置

在服役環境中，除了需要考慮燃燒環境外，CMAS 腐蝕環境也是需要重點考慮的問題。德國Juelich 研究中心在熱梯度模擬裝置（圖3）的基礎上，對火焰噴槍結構進行了優化，在該結構的中心部位設計了噴射CMAS 溶液的裝置，模擬CMAS 對熱障涂層的損傷作用，實現了熱梯度條件下熱–化學損傷研究[21]。法國研發 的Turbomeca[10，21–22]3區燃燒器試驗臺如圖5 所示，可以實現熱障涂層900 ℃高溫熱循環、1000～1100 ℃高溫氧化、鹽類水溶液腐蝕等試驗，將棒狀試樣放置在旋轉支架上進行，并對該設備進行了改進，通過采用煤油、硫磺和鹽類水溶液，模擬熔鹽和航空煤油雜質對涂層的損傷作用，實現了更為復雜的熱循環[22]。

圖5 Turbomeca 3 區燃燒器設備示意圖Fig.5 Schematic drawing of the three-zone burner rig at Turbomeca

通過穩態激光熱流技術，美國NASA 研發了穩態激光熱流裝置，實現了CMAS、高熱流密度、高溫度梯度等對熱障涂層失效影響的研究，如圖6 所示[23]。Tan 等[24]采用該技術對熱障涂層的熱傳導特性進行研究，該系統為模擬真實工況熱梯度提供了新方法。Zhu 等[25]通過穩態激光熱流技術，結合CMAS 沉積物的涂覆，對熱障涂層在高溫、CMAS 熔融條件下的失效機制進行了系統研究。國內北京航空航天大學、湘潭大學等對“CMAS 沉積物+熱梯度”環境下的模擬裝置也進行了改進，揭示了CMAS 耦合服役環境下，涂層的逐層剝落機制[26]。

圖6 美國NASA 研發的穩態激光熱流裝置[23]Fig.6 Steady state laser heat flow device developed by NASA[23]

1.3 高溫沖蝕試驗裝置

高溫沖蝕是熱障涂層主要失效模式之一。航空發動機在運行過程中，沖蝕失效的固態粒子主要來自燃油雜質、外來撞擊物等。德國Juelich研究中心研制的上述裝置（圖3）也可以對熱障涂層進行沖蝕試驗，通過燃氣氣體加熱的方式將帶有沖蝕顆粒（Al2O3或其他硬質顆粒）的高速氣流噴射在熱障涂層的表面，模擬熱障涂層的沖蝕失效[27]。Swar 等[28]采用了電加熱和高速氣體噴槍的熱沖蝕設備，溫度達1400 ℃，可以在試驗過程中加入腐蝕鹽溶液和沖蝕粉末。Shin 等[29]采用沖蝕測試的風洞，搭建了高溫沖蝕的模擬試驗裝置，如圖7 所示。該裝置主要包括燃燒室、送粉器、顆粒預熱和注射、加速風洞等。固態顆粒被輸送至預熱艙后與主氣混合，經燃燒室加熱后，攜帶沖蝕顆粒的加速燃氣從噴槍中高速噴出，對熱障涂層進行沖蝕測試。

圖7 美國Cincinati 大學的高溫沖蝕模擬試驗裝置[29]Fig.7 High temperature erosion simulation experimental device of Cincinati University[29]

在20 世紀80 年代，美國NASA研制的燃燒沖蝕裝置如圖8 所示[30]。該裝置采用氣體槍方式，主要由燃燒室、送粉器、沖蝕顆粒、腐蝕氣流添加系統、測溫系統等組成，具有高速燃氣（0.3～1 馬赫）、高溫及熱梯度模擬等特點，美國NASA 通過該裝置對熱障涂層進行了大量的考核評價，以此來優化熱障涂層的抗高溫沖蝕性能。Cernuschi 等[31]采用高溫沖蝕裝置研究了YAG 涂層和Gd2Zr2O7涂層的抗高溫沖蝕性能。國內西安交通大學設計了風洞試驗平臺[32]，可實現高溫高速氣流狀態的模擬，同時可在風洞內加入固相粒子。上海工程技術大學研制了一套葉片沖蝕試驗風洞系統[33]，可實現最高溫750 ℃、馬赫數低于0.3 的氣流模擬。

圖8 美國NASA 熱梯度條件下高速沖蝕裝置[30]Fig.8 High speed erosion device under thermal gradient of NASA[30]

2 熱障涂層多場耦合服役環境試驗方法

2.1 熱力聯合加載試驗裝置

熱力聯合加載裝置是早期研究熱障涂層破壞機理的重要手段，是在高溫環境下對熱障涂層施加拉、壓、彎等機械載荷，用以研究涂層的熱失配應力和界面力學性能。文獻[34]采用氧乙炔火焰和材料試驗機模擬熱力聯合加載，將氧乙炔火焰作用在涂層表面，同時利用材料試驗機對熱障涂層施加拉伸、壓縮或彎曲的力。這種通過燃氣進行加熱的方式，不足在于涂層表面受熱不均勻，并且簡易噴槍自動化程度低、溫度不可控。為此，文獻[35]采用高溫爐代替燃氣加熱，實現溫度和載荷的精準控制。圖9 是高溫爐和三點彎曲載荷熱力聯合裝置示意圖[35]。該裝置主要包括高溫電阻爐、萬能試驗機加載系統以及實時檢測系統。試驗過程中，在高溫爐加熱涂層樣品的同時施加壓縮載荷，使涂層發生剝落失效，并通過數字散斑、聲發射等方法進行實時檢測。

圖9 高溫爐和三點彎曲載荷熱力聯合裝置示意圖[35]Fig.9 Schematic diagram of high-temperature furnace and three-point bending load thermal power combination device[35]

2.2 熱力化耦合靜態試驗模擬裝置

渦輪葉片熱障涂層的服役環境不僅存在高溫、機械力，更重要的是帶沖蝕、腐蝕顆粒的燃氣和葉片內部通道的冷氣。另外，以上這些裝置都是采用易燃氣體作為燃燒介質，與航空煤油燃燒環境存在一定的差異，并且沒有實現高溫、CMAS 腐蝕和沖蝕的一體化環境的加載。更重要的是，涂層失效過程的實時檢測和定量分析極為困難。

基于此，本課題組自主研制了渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合靜態（導向葉片靜止）試驗模擬平臺[36–37]，如圖10 所示。該裝置主要包括超音速煤油噴槍、冷卻與輔助系統、數據采集與控制系統、實時檢測模塊和試驗操作平臺等。高溫、沖蝕、CMAS 腐蝕環境一體化模擬的超音速煤油噴槍，采用航空煤油與助燃氣體氧氣、壓縮空氣反應，生成高溫、高速的高溫氣流，然后通過送粉系統把沖蝕、CMAS 腐蝕顆粒送入噴槍內預留的管道內，經過噴槍加熱、加速，隨高溫火焰噴射在葉片上。另外，該裝置集成了聲發射儀、紅外熱像儀、數字圖像相關法測試系統（DIC）、CCD 攝像系統、復阻抗譜等無損檢測系統，對試驗過程中熱障涂層的關鍵損傷參數進行實時檢測。

圖10 熱障涂層靜態試驗模擬平臺[36–37]Fig.10 Static test simulation platform for thermal barrier coatings[36–37]

熱力化耦合靜態試驗模擬裝置可實現1700 ℃高溫、馬赫數達2.0 的焰流、300 m/s 沖蝕等環境可控與可調的模擬，并實現了熱障涂層基底面的氣冷。同時，裝置集成了紅外熱成像、CCD 攝像、數字散斑、聲發射儀等無損檢測系統，可以對樣品的形貌與損傷演變過程進行實時檢測。本裝置實現了高溫、沖蝕、CMAS 腐蝕服役環境及其耦合的加載、測試及控制方法；兼顧了熱障涂層服役環境與工作狀態的無損檢測技術集成、信號檢測與分析技術。

該裝置可以模擬航空發動機內部溫度的交變循環、腐蝕氣體的侵蝕、硬質顆粒的沖擊等單一、任意兩種或3 種服役環境，試驗的樣品包括各種尺寸的試片和葉片。其次，可以進行高度自動化控制，并實現各種無損檢測設備在該裝置中的集成，為熱障涂層的氧化層生長、界面脫層、裂紋擴展，以及形貌演化等方面的機理分析提供了直接的基礎試驗數據，是高性能航空發動機導向渦輪葉片的試驗和研究的重要技術基礎。

2.3 熱力化耦合動態試驗模擬裝置

在航空發動機的真實工況中，除了高溫、沖蝕和CMAS腐蝕服役環境，工作葉片還存在高達1～50000 r/min的旋轉狀態。高速旋轉的葉片將會與燃氣（高溫、沖蝕和CMAS 腐蝕）產生交互作用，形成更為復雜的應力場。這種復雜的交互作用在靜態設備中無法實現，所以渦輪葉片熱障涂層熱力化耦合動態試驗平臺的搭建顯得尤為重要。本課題組研制的動態裝置同時實現了高溫燃氣和高速旋轉狀態的模擬，為熱障涂層破壞機制的研究提供了有效的途徑。

在熱力化耦合靜態試驗平臺的基礎上，進一步突破了高溫高速旋轉設計與動平衡技術，研制出熱力化耦合動態試驗平臺，如圖11 所示[38–39]。該裝置的具體結構包括超音速燃氣噴槍、高速旋轉系統、數據采集與控制系統、實時檢測系統、冷卻和輔助系統、試驗操作臺等。利用大功率電機提供動力，經多級齒輪箱增速，帶動渦輪模型件高速旋轉，另一端帶動負載壓氣機吸收渦輪輸出載荷，產生壓縮空氣對導向葉片、工作葉片及噴槍等高溫部件進行冷卻。在渦輪模型件的相對面均勻設置超音速噴槍，噴射出的帶顆粒高速燃氣，經導向葉片加速和改變方向后加載至旋轉工作葉片上。

圖11 熱障涂層動態試驗模擬平臺[38–39]Fig.11 Dynamic test simulation platform for thermal barrier coatings[38–39]

在動態試驗模擬裝置中，可以通過聲發射儀、紅外熱像儀等檢測技術對靜止部件即導向葉片熱障涂層進行實時檢測，對高速旋轉的工作葉片的實時檢測是巨大的難題?；趯崟r檢測技術的深入積累，設計了一套微小型多通道高轉速長壽命帽式法蘭滑環。該導電滑環的“轉子”與旋轉涂層接觸的應變片、熱電偶、聲發射傳感器等連接，接收損傷信號并將其轉換為電流/差分電壓信號，利用導電滑環“轉子”與“定子”的接觸，將不同類型的電流/查分信號傳輸給遠端連接的動態電阻應變儀、聲發射等信號采集平臺，從而實現對高速旋轉工作葉片熱障涂層應變場、溫度場、裂紋擴展信號的無損檢測。

該裝置實現了1500 ℃高溫、1 馬赫燃氣沖擊、300 m/s 沖蝕、10 mg/min CMAS 腐蝕、20000 r/min 旋轉、300～500 ℃氣膜冷卻等環境的可控可調。動態試驗平臺的搭建，可以建立熱障涂層實際應用壽命和模擬壽命之間的關聯模型，有望取代部分試車試驗，節約成本；建立單一服役環境、多場耦合服役環境下熱障涂層的壽命預測模型，準確預測熱障涂層的服役時間，提高其經濟性。

通過對渦輪葉片靜態和高溫高速旋轉動態模擬試驗平臺的自主研制，目前已建立了熱障涂層高溫氧化、高溫燃氣熱沖擊、高溫沖蝕、高溫CMAS 腐蝕及多場耦合試驗方法與國家軍用標準。這套方法與標準已廣泛應用于中國航發集團各主機所與涂層研制單位，包括中國航發四川燃氣渦輪研究院、商發等。同時也建立了針對熱障涂層的力熱化耦合理論和渦輪葉片熱障涂層可靠性理論與計算方法。該裝置目前已授權美國、德國、俄羅斯發明專利及國家發明專利多項。

3 結論

熱障涂層是航空渦輪發動機高溫環境部件的關鍵材料，已成為發動機不可或缺的熱防護技術。熱障涂層的剝落失效、開裂是安全應用與發展亟須解決的關鍵問題，而服役環境試驗模擬裝置的研發是解決該問題的必然途徑，也是提升涂層性能的重要手段和方法。

熱障涂層服役的極端環境可概括為熱、力、化及3 者耦合的載荷。通過單一服役環境的模擬，深入揭示熱障涂層在溫度場、應力場和化學場的失效機制。為更接近發動機的真實工況，研制了熱力化耦合靜態試驗平臺和動態試驗平臺。靜態試驗裝置是在沒有考慮高速旋轉的作用下，對靜止部件的熱障涂層進行失效機制的分析，實現了高溫、沖蝕、CMAS腐蝕環境一體化模擬。而對工作葉片而言，還存在高達1～50000 r/min的旋轉狀態，將與燃氣產生交互作用，形成更為復雜的應力場。這種復雜的交互作用在靜態設備中無法實現，這時熱力化耦合動態試驗平臺顯得尤為重要。該裝置同時實現了高溫燃氣和高速旋轉狀態的模擬，為熱障涂層破壞機制的研究提供了有效的途徑。

基于熱障涂層服役環境模擬試驗方法的不斷發展和進步，未來的研究主要有以下幾個方面。

（1）建立熱障涂層實際應用壽命和模擬壽命之間的關聯模型，有望取代部分試車試驗，節約成本。

（2）建立單一服役環境、多場耦合服役環境下熱障涂層的壽命預測模型，準確預測熱障涂層的服役時間，提高經濟性。

（3）在高溫高速旋轉下熱障涂層失效過程的實時檢測方法等方面作進一步探究和發展。