TBC热题目背景介绍介绍.doc

一、概述 国内外研究状况 燃气涡轮发动机的主要发展方向是提高发动机涡轮前燃烧温度、增加推重比和提升涡轮发动机部件在包括腐蚀和氧化等严酷服役环境下的热效率。随着发动机燃烧温度、推重比和热效率的提高，发动机热端部件，特别是燃烧室中的燃气温度和燃气压力不断提高，而现有的高温合金和冷却技术难以满足需要，热障涂层（Thermal Barrier Coatings,TBCs）技术[1, 2]得到了广泛的重视。热障涂层是金属缓冲层或粘结层和耐热性、隔热性好的陶瓷热保护功能涂层组成的“层和型”金属陶瓷复合涂层系统。表面陶瓷工作层是借助于基体和陶瓷层之间的金属粘结层与高温基体结合。此中间过渡层具有优异的耐高温、抗氧化性能，热膨胀系数介于基体金属与表面陶瓷层之间，减少了陶瓷涂层与合金基体之间热实配问题，可减缓界面应力，提高涂层结合强度、抗热震性能和工作寿命。随着燃气温度的不断提高，如何获得性能更优异、寿命更持久的热障涂层已经成为研究人员迫切需要解决的重大难题。 热障涂层主要包括双层系统、多层系统和梯度系统[1]。这三种结构形式各有特点，针对不同的环境要求，可以采用不同的结构体系。多数实际应用的热障涂层采用双层结构如图1(a)所示，这种结构制备工艺相对简单、耐热性强，但由于涂层热膨胀系数在界面跃变较大，在热载荷作用下涂层内容易积聚较大的应力，因此抗热震性能难以得到进一步提高。为了缓解涂层内的热效应匹配问题，提高涂层整体抗氧化及热腐蚀能力，发展了多层结构系统（图1(b)）。其每一层都具有各自的特定功能，外层封闭层和阻挡层主要用于阻挡燃气腐蚀产物的侵蚀，扩散阻挡层则用于降低氧原子进一步向涂层内扩散。多层体系结构的力学行为更为复杂，制备也相对困难，付诸实际运用很少。日本学者新野正之、平井敏和渡边龙三等于1987年首次提出了两种或多种金属与陶瓷材料复合[3]，制备一种在结构和组分上呈连续梯度变化的新型梯度化结构材料，即功能梯度材料（Functionally Graded Materials，FGM）的新概念。这种梯度涂层消除了层状结构的明显层间界面，使得涂层的力学性能由基体向陶瓷表层连续过渡，从而避免了热膨胀系数等不匹配造成的陶瓷层过早剥落现象。由于高温环境下，梯度涂层内弥散分布MCrAlY金属组元氧化对系统寿命的影响机理尚不清楚，且功能梯度热障涂层的制备工艺更为复杂，工艺优化参数未统一，在涡轮发动机叶片等高温部件上得到实际运用还有许多问题需要解决。 (a) (b) (c) 图1 热障涂层的基本设计思想就是利用陶瓷的高耐热性、抗腐蚀性和低导热性，实现对基体合金材料的保护，普通金属材料已经无法满足要求。NASA对几种可能适用于高温隔热涂层使用的陶瓷材料进行的对比研究表明ZrO2的综合性能最好。ZrO2具有陶瓷材料中最接近金属材料的热膨胀系数，导热系数为Al2O3的1/100左右，具有较高的抗弯强度和断裂韧性，尤其是部分稳定的ZrO2特有的微裂纹和相变增韧机制，使得抗热震性能非常好。但ZrO2在通常使用温度范围内，会发生马氏体相变，伴随有4%左右的体积变化[4]，会增加涂层内的应力。在热循环状态下这种相变将导致ZrO2涂层的碎裂。为了使热障涂层能够适应这一相变温度左右的热循环工作环境，延长涂层寿命，在ZrO2中添加少量的氧化物稳定剂可以起到控制这种相变发生的作用。目前应用广泛的稳定剂是Y2O3[5]。寻求更高性能的陶瓷表层材料和更好的氧化物稳定剂，一直是热障涂层研究中的重要和热点方向。 为了缓解陶瓷涂层和基体的热不匹配问题，同时也为了提高基体抗氧化性，在基体和陶瓷涂层间加了一层MCrAlY金属粘结层，这层涂层成分可以依据使用条件的不同而调整，不受基体成分的限值，而且厚度也可以调控。MCrAlY涂层的抗氧化机理一般是通过高温氧化环境中，在表面首先形成Al2O3保护性氧化层以阻止涂层的进一步氧化，达到保护基体的目的。MCrAlY粘结层的成分对粘结层在热循环过程中热氧化层的生长速度、成分、完整性、与基体的结合力和剥落行为有决定作用，因此其选择对热障涂层的使用寿命非常重要。目前飞机发动机叶片使用较多的是抗氧化和抗热腐蚀综合性能较好的NiCoCrAlY粘结层[6]。 先进TBCs体系的首要设计目标是提高耐久性，尤其是防止陶瓷顶层碎裂。改进涂层性能、预测涂层寿命，首先必须要了解热障涂层在热循环过程中的失效行为和失效机制。导致涂层碎裂的因素很多，包括外来粒子入侵、陶瓷顶层开裂、粘结层与陶瓷层界面开裂等。前两类因素通常导致TBCs连续或部分退化，而界面开裂导致TBC的主要部分甚至整体碎裂，更应引起重点关注。虽然陶瓷层中的相变、烧结等是促进开裂的重要因素，但与粘结层相关的界面开裂问题对TBCs的寿命