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渦輪葉片

一、概述

渦輪葉片也稱(chēng)動(dòng)葉片，是渦輪發(fā)動(dòng)機中工作條件最?lèi)毫拥牟考质亲钪匾霓D動(dòng)部件。在航空發(fā)動(dòng)機熱端部件中，渦輪葉片承受發(fā)動(dòng)機起動(dòng)、停車(chē)循環(huán)的高溫燃氣沖刷、溫度交變，轉子葉片受高轉速下的離心力作用，要求材料具有足夠的高溫拉伸強度、持久強度、蠕變強度，以及良好的疲勞強度及抗氧化、耐燃氣腐蝕性能和適當的塑性。此外，還要求長(cháng)期組織穩定性、良好的抗沖擊強度、可鑄性及較低的密度。

圖1 羅爾斯-羅伊斯噴氣發(fā)動(dòng)機材料分布

先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機的燃氣進(jìn)口溫度達1380℃，推力達226KN。渦輪葉片承受氣動(dòng)力和離心力的作用，葉片部分承受拉應力大約140MPa；葉根部分承受平均應力為280~560MPa,相應的葉身承受溫度為650~980℃，葉根部分約為760℃。

渦輪葉片的性能水平(特別是承溫能力)成為一種型號發(fā)動(dòng)機先進(jìn)程度的重要標志,從某種意義上說(shuō)，未來(lái)發(fā)動(dòng)機葉片的鑄造工藝直接決定了發(fā)動(dòng)機的性能，也是一個(gè)國家航空工業(yè)水平的顯著(zhù)標志。

二、發(fā)展歷史

燃機功率的不斷提高，是靠提高透平進(jìn)氣溫度來(lái)實(shí)現的,需要采用承溫能力愈來(lái)愈高的先進(jìn)葉片。除了高溫條件，熱端葉片的工作環(huán)境還處在高壓、高負荷、高震動(dòng)、高腐蝕的極端狀態(tài)，因而要求葉片具有極高的綜合性能,這就需要葉片采用特殊的合金材料(高溫合金)，利用特殊的制造工藝(精密鑄造加定向凝固)制成特殊的基體組織(單晶組織)，才能最大可能地滿(mǎn)足需要。復雜單晶空心渦輪葉片已經(jīng)成為當前高推重比發(fā)動(dòng)機的核心技術(shù)，正是先進(jìn)單晶合金材料的研究使用和雙層壁超氣冷單晶葉片制造技術(shù)的出現，使單晶制備技術(shù)在當今最先進(jìn)的軍用和商用航空發(fā)動(dòng)機發(fā)揮關(guān)鍵作用。目前，單晶葉片不僅早已安裝在所有先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機上,也越來(lái)也多地用在了重型燃氣輪機上。

圖2等軸晶、定向晶、單晶葉片晶體結構對比

表1渦輪葉片使用溫度及價(jià)格

單晶高溫合金是在等軸晶和定向柱晶高溫合金基礎上發(fā)展起來(lái)的一類(lèi)先進(jìn)發(fā)動(dòng)機葉片材料。20世紀80年代初期以來(lái)，第一代單晶高溫合金PWA1480、ReneN4等在多種航空發(fā)動(dòng)機上獲得廣泛應用。80年代后期，以PWA1484、ReneN5為代表的第二代單晶高溫合金葉片也在CFM56、F100、F110、PW4000等先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機上得到大量使用，目前美國的第二代單晶高溫合金已成熟，并廣泛應用在軍民用航空發(fā)動(dòng)機上。90年代后期，美國研制成功第三代單晶高溫合金CMSX-10，之后，GE、P&W以及NASA合作開(kāi)發(fā)了第四代單晶高溫合金EPM-102。法國和英國也分別研制單晶高溫合金，并實(shí)現了工程應用。近年來(lái)，日本又相繼成功地研制了承溫能力更高的第四、第五、第六代單晶合金TMS-138,TMS-162,TMS-238等。
　　我國的單晶高溫合金是由中航工業(yè)航材院于20世紀80年代初率先開(kāi)始研究的，并成功研制出我國第一代單晶高溫合金DD4。90年代又成功研制了第二代單晶高溫合金DD6，并廣泛應用于多種型號的先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機上。此外，我國的第三代單晶高溫合金主要有北京航空材料研究院先進(jìn)高溫結構材料重點(diǎn)實(shí)驗室研制的DD9與DD10，中國科學(xué)院金屬研究所高溫合金研究部研制的DD32、DD33，中國科學(xué)院金屬研究所研制的DD90。第四代單晶高溫合金是由中國科學(xué)院金屬研究所研制的DD22。第五代單晶高溫合金為陜西煉石有色研制的含錸高溫合金材料。這些材料目前僅限于實(shí)驗室的研發(fā)階段。

表2  各代發(fā)動(dòng)機渦輪葉片材料發(fā)展情況

圖3 過(guò)去60年高溫合金性能發(fā)展狀況

以PW公司的PWA1484、RR的CMSX-4，GE司的Rene′N(xiāo)5為代表的第二代單晶合金與第一代單晶合金相比，通過(guò)加入3%的錸元素、適當增大了和鉬元素的含量，使其工作溫度提高了30 ℃，持強度與抗氧化腐蝕能力達到很好的平衡。

在第三單晶合金Rene N6和CMSX-10中，合金成分進(jìn)行一步優(yōu)化，提高原子半徑大的難溶元素的總含量特別是加入高達5wt％以上的錸，顯著(zhù)提高高溫蠕變強度，1150 ℃的持久壽命大于150小時(shí)，遠遠高于第一代單晶合金約10小時(shí)的壽命，并獲得高強度抗熱疲勞、抗氧化和熱腐蝕性能。

美國和日本相繼開(kāi)發(fā)出了第四代單晶合金，通過(guò)添加釕，進(jìn)一步高了合金微觀(guān)結構的穩定性，增加了長(cháng)時(shí)間高溫露下的蠕變強度。其1100 ℃下的持久壽命比第二單晶合金提高了10倍，使用溫度達到了1200 ℃。同代的單晶成分如表2所示。

表3 單晶合金成分變化

圖4 單晶合金中Re元素比例的變化趨勢

三、葉片基體材料及制造技術(shù)

3.1 變形高溫合金葉片

變形高溫合金發(fā)展有50多年的歷史，國內飛機發(fā)動(dòng)機葉片常用變形高溫合金如表1所示。高溫合金中隨著(zhù)鋁、鈦和鎢、鉬含量增加，材料性能持續提高，但熱加工性能下降；加入昂貴的合金元素鈷之后，可以改善材料的綜合性能和提高高溫組織的穩定性。

表4 國內飛機葉片用高溫合金牌號及其使用溫度

葉片是航空發(fā)動(dòng)機關(guān)鍵零件它的制造量占整機制造量的三分之一左右。航空發(fā)動(dòng)機葉片屬于薄壁易變形零件。如何控制其變形并高效、高質(zhì)量地加工是目前葉片制造行業(yè)研究的重要課題之一。隨著(zhù)數控機床的出現，葉片制造工藝發(fā)生重大變化，采用精密數控加工技術(shù)加工的葉片精度高，制造周期短，國內一般6～12個(gè)月（半精加工）；國外一般3~6個(gè)月（無(wú)余量加工）。

3.2 鑄造高溫合金葉片

半個(gè)多世紀來(lái)，鑄造渦輪葉片的承溫能力從1940s年代的750℃左右提高到1990s年代的1700℃左右，應該說(shuō)，這一巨大成就是葉片合金、鑄造工藝、葉片設計和加工以及表面涂層各方面共同發(fā)展所作出的共同貢獻。葉片用鑄造高溫合金如表所示。

表5  國內葉片用鑄造高溫合金牌號及使用溫度

研制新型航空發(fā)動(dòng)機是鑄造高溫合金發(fā)展的強大動(dòng)力，而熔鑄工藝的不斷進(jìn)步則是鑄造高溫臺金發(fā)展的堅強后盾。回顧過(guò)去的半個(gè)世紀，對于高溫合金發(fā)展起著(zhù)重要作用的熔鑄工藝的革新有許多，而其中三個(gè)事件最為重要：真空熔煉技術(shù)的發(fā)明、熔模鑄造工藝的發(fā)展和定向凝固技術(shù)的崛起。真空熔煉可顯著(zhù)降低高溫合盒中有害于力學(xué)性能的雜質(zhì)和氣體含量，而且可以精確控制合金成分．使合金性能穩定；國內外熔模鑄造技術(shù)的發(fā)展使鑄造葉片不斷進(jìn)步，從最初的實(shí)心葉片到空心葉片，從有加工余量葉片到無(wú)余量葉片，再到定向(單晶)空心無(wú)余量葉片，葉片的外形和內腔也越來(lái)越復雜，空心氣冷葉片的出現既減輕了葉片重量，又提高了葉片的承溫能力；定向凝固技術(shù)的發(fā)展使鑄造高溫合金承溫能力大幅度提高從承溫能力最高的等軸晶合金到最高的第三代單晶合金，其承溫能力約提高150℃。

在采用整體精密渦輪取代鍛件組合工藝中，由于渦輪鑄件幾何形狀復雜，斷面尺寸大，采用普通鑄造工藝的鑄件，宏觀(guān)晶粒粗大且不均勻，由此帶來(lái)組織及性能的不一致性。此外鑄造合金固有的較低屈服強度和疲勞性能，往往不能滿(mǎn)足葉片設計要求。近年來(lái)，出現了“細晶鑄造工藝”等技術(shù)，即利用鑄型及澆鑄溫度控制、凝固過(guò)程中機械電磁叫板、旋轉鑄造以及加入形核劑等方法，實(shí)現晶粒細化。美國Howmet公司等用于細晶鑄造制造葉片等轉動(dòng)件，常用合金為：In792、Mar-M247和In713C合金；導向葉片等靜止件則多用IN718C、PWA1472、Rene220、及R55合金。1990s年代之后，為滿(mǎn)足新型發(fā)動(dòng)機之需要，計算機數值模擬在合金成分設計和鑄造工藝過(guò)程中的應用日趨增多。

圖5 定向凝固高溫合金加工過(guò)程中的計算層示意圖

3.3 超塑性成形鈦合金葉片

Ti6Al4V和Ti6Al2Sn4Zr2Mo及其他鈦合金，是超塑性成形葉片等最為常用的鈦合金。對于CO₂排放及全球石油資源枯竭的擔心，促使人們提高飛機效率、降低飛機重量。盡管復合材料的應用有增長(cháng)趨勢，卻有制造費用高、不能回收、高溫性能較差等不足。鈦合金仍將是飛機發(fā)動(dòng)機葉片等超塑性成形部件的主要材料。我國耐熱鈦合金開(kāi)發(fā)和應用方面也落后于其他發(fā)達國家，英國的600℃高溫鈦合金IMI834已正式應用于多種航空發(fā)動(dòng)機，美國的Ti-1100也開(kāi)始用于T55-712改型發(fā)動(dòng)機，而我國用于制造壓氣機盤(pán)、葉片的高溫鈦合金尚正在研制當中。其它像纖維增強鈦基復合材料、抗燃燒鈦合金、Ti-Al金屬間化合物等雖都立項開(kāi)展研究，但離實(shí)際應用還有一個(gè)過(guò)程。

表6 葉片等旋轉件用鈦合金及其特點(diǎn)

早在1970s，鈦合金超塑性成形技術(shù)就在美國軍用飛機和歐洲協(xié)和飛機中得到了應用。在隨后的十年中，又開(kāi)發(fā)了軍用飛機骨架和發(fā)動(dòng)機用新型超塑性鈦合金和鋁合金。在軍用飛機及先進(jìn)的民用渦扇發(fā)動(dòng)機葉片等，均用超塑性成形技術(shù)制造，并采用擴散連接組裝。

圖6 國產(chǎn)鈦鋁合金渦輪葉片

3.4 新型葉片材料

美國通用公司生產(chǎn)的GE90-115B發(fā)動(dòng)機，葉身是碳纖維聚合物材料，葉片邊緣是鈦合金材料，共有渦扇葉片22片，單重30~50磅，總重2000磅。能夠提供最好的推重比，是目前最大的飛機噴氣發(fā)動(dòng)機葉片，用于波音777飛機。

圖7采用碳纖維復合材料的GE9X發(fā)動(dòng)機

金屬間化合物，密度只有高溫合金一半，至少可以用于低壓分段，用于取代高溫合金。英國羅爾斯-羅伊斯公司，在1999年，申請了一項γ相鈦鋁金屬間化合物專(zhuān)利，該材料是由伯明翰大學(xué)承擔研制的。這種材料可以滿(mǎn)足未來(lái)軍用和民用發(fā)動(dòng)機性能目標的要求，可以用于制造從壓縮機至燃燒室的部件，包括葉片。這種合金的牌號，由羅爾斯-羅伊斯公司定為:Ti-45-2-2-XD。2010年，美國通用公司、精密鑄件公司等申請了一項由NASA支持的航空工業(yè)技術(shù)項目（AITP），通過(guò)驗證和評定鈦鋁金屬間化合物（TiAl，Ti-47Al-2Nb-2Cr，原子分數）以及現在用于低壓渦輪葉片的高溫合金，使其投入工業(yè)生產(chǎn)中，如圖24所示為鋁化鈦金屬間化合物葉片（伽馬鈦合金）。與鎳基高溫合金相比，TiAl金屬間化合物的耐沖擊性能較差；將通過(guò)疲勞試驗等，將技術(shù)風(fēng)險降至最低。

四、葉片涂層材料

4.1 熱障涂層系統概述

熱障涂層（thermal barrier coatings, TBCs）是一種表面處理技術(shù)，TBC又成隔熱涂層，實(shí)際上就是將一種到仍很差的材料通過(guò)特殊的工藝附加在渦輪葉片表面，這類(lèi)材料多為陶瓷基的材料。熱障涂層系統是外層為陶瓷層以及粘結層組成。

TBC可引入約170K基底材料表面溫度的降低，使基體材料免受高溫氧化、腐蝕、磨損，而且還可以減少燃油消耗，提高效率，延長(cháng)熱端部件的使用壽命。與開(kāi)發(fā)新型高溫合金材料相比，熱障涂層的研究成本要低得多，工藝也現實(shí)可行。

表7國外公司葉片所用的涂層材料

4.2  熱障涂層系統結構

熱障涂層主要有3種結構：雙層系統、多層系統和梯度系統。

雙層系統——外層為熱障陶瓷層，中間為粘結層。

優(yōu)點(diǎn)：制備工藝簡(jiǎn)單，具有良好地抗氧化隔熱作用。

缺點(diǎn)：粘結層與陶瓷層的界面明顯，熱膨脹系數在界面躍遷變大，在熱載荷的作用下，在涂層內部將產(chǎn)生較大應力，使抗熱震性能難以進(jìn)一步提高。

多層系統——在雙層基礎上，多加封阻層或隔熱層。

優(yōu)點(diǎn)：封阻層可阻止外部腐蝕性介質(zhì)侵蝕粘結層，降低氧通過(guò)陶瓷層向粘結層的擴散速度，從而防止粘結層氧化。

缺點(diǎn)：對抗熱震性能改善不大，且熱力學(xué)行為和制備工藝比較復雜。

梯度系統（Functionallygraded coatings, FGC）是在陶瓷層和基體之間采用成分、結構連續變化的一種系統。

優(yōu)點(diǎn)：減小陶瓷層與連接層因熱膨脹系統不同而引起的熱應力，提高涂層的結合強度和抗熱震性能。消除了層狀結構的明顯層間界面，使涂層內部力學(xué)性能和線(xiàn)膨脹系數連續過(guò)度。

4.3  熱障涂層陶瓷材料

熱障涂層陶瓷材料需要具有難熔、化學(xué)惰性、相穩定和低熱導、低密度、高熱反射率等特征，又要考慮其熱膨脹系數與基體材料相匹配。另外還須考慮低燒結率、界面反應和抗高溫氧化腐蝕等因素。

熱障陶瓷涂層的厚度一般在100~500 μm之間。

目前使用的熱障涂層材料多為金屬氧化物，其導熱以聲子傳導和光子傳導機理為主，熱導率較低且其涂層在富氧環(huán)境中具有良好地高溫穩定性。

常用的氧化物陶瓷的導熱順序為：BeO>MgO> Al₂O₃ >CaO >ZrO₂。

ZrO₂是目前應用廣泛、綜合性能最好的熱障涂層材料。其熱膨脹系數接近金屬材料。但ZrO₂在高溫下不穩定，存在同素異晶轉變，可采用MgO、CaO、CeO₂、Sc₂O₃、Y₂O₃等氧化物來(lái)穩定ZrO₂，起到相變增韌作用。其中，采用w(Y₂O₃)—6%~8%部分穩定的ZrO₂（YSZ）具有最高的熱沖擊性能。YSZ組成相為：t相+少量m相+c相。

稀土鋯酸鹽類(lèi)材料A₂B₂O₇（A=稀土元素，N=Zr/Ce）的導熱系數比YSZ更低，為1.1~1.7W·m^-1·K^-1，高溫下相和化學(xué)組成更穩定。

表8 熱障涂層陶瓷材料及其主要性能

*w(Y₂O₃)-8%部分穩定的ZrO₂。

4.4  熱障涂層粘結層材料

粘結層可改善陶瓷與金屬的物理相容性，起到抗氧化腐蝕和使陶瓷層與金屬基體緊密結合的作用。

通常以MCrAlY合金作為粘結層，M通常是Fe、Ni、Co或NiCo。Co的抗熱腐蝕性能優(yōu)于Ni，Ni的抗氧化性?xún)?yōu)于Co，NiCo具有最佳韌性。

抗氧化機理：MCrAlY涂層通過(guò)在高溫環(huán)境中，粘結層與陶瓷層界面形成Al₂O₃和Cr₂O₃來(lái)防止有害氣體向金屬基體擴散。

化學(xué)成分：Ni、Co是基體元素，Cr、Al可起固溶強化的作用。Al是生成γ’(Ni₃Al)強化相和Al2O3的必須元素，其質(zhì)量分數控制在8%~12%。Cr主要用于提高粘結層的抗氧化性和抗硫化性，但會(huì )降低涂層韌性，含量盡可能低。Y的質(zhì)量分數一般在1%以下。Re、Th、Si、Hf、Ta等元素可改善涂層的力學(xué)性能和抗氧化性能。

相組成：MCrAl涂層主要為γ相和βNiAl金屬間化合物。

4.5  熱障涂層的制備工藝

4.5.1 懸浮等離子噴涂（SuspensionPlasma Spraying, SPS）

原理：SPS采用具有納米或微米級尺寸微粒的膠體懸浮液作為涂層原料，懸浮液通過(guò)噴射系統注入高溫等離子流中，液體迅速汽化并政法，剩余固體顆粒在高溫、高速條件下轟擊基體表面形成涂層。

優(yōu)點(diǎn)：SPS涂層具有強度高、晶粒及孔隙尺寸小、熱傳導系數低、抗熱震性強。

缺點(diǎn)：沉積速度慢，不便于制備厚度較大的熱障涂層。

4.5.2 懸浮高速氧燃料噴涂（SuspensionHigh Velocity Oxy-fuel Spraying, SHVOF）

原理：SHVOF采用液體溶劑作為納米材料的載流體，以乙炔與氧氣和混合氣體作為噴涂燃料，進(jìn)行涂層制備。

優(yōu)點(diǎn)：熱障涂層具有納米晶粒尺寸以及結構致密。

缺點(diǎn)：工藝復雜，影響涂層性能的因素較多。

4.5.3 電子束物理氣相沉積（EB-PVD）

原理：EB-PVD采用電子束作為蒸發(fā)源，在真空環(huán)境表電子束加熱融化并蒸發(fā)鍍層材料，蒸汽以一定的速度在基體表面沉積。

優(yōu)點(diǎn)：（1）涂層致密度更好，耐氧化、抗腐蝕能力顯著(zhù)提高；（2）涂層的表面光潔度高；（3）涂層的參數容易控制；（4）涂層具有更高的應變容限與熱循環(huán)壽命。

4.5.4 激光重熔

原理：激光重熔是對表面預制的熱障涂層進(jìn)行重熔處理。

優(yōu)點(diǎn)：使表面獲得致密、均勻的柱狀晶涂層結構和網(wǎng)狀微裂紋，有助于提高涂層的抗熱沖擊與抗高溫氧化能力。

4.6  熱障涂層的失效分析

4.6.1 熱生長(cháng)氧化物（TGO）

原理：MCrAlY金屬粘結層中Al元素會(huì )在粘結層與陶瓷層界面處生成致密氧化物，隨著(zhù)熱循環(huán)的進(jìn)行，TGO（Al₂O₃）厚度增加，在界面處產(chǎn)生應力集中，易導致TBCs沿TGO的晶界處產(chǎn)生破裂脫離，導致涂層失效。Cr₂O₃、NiO也有同樣的危害。

解決辦法：改變粘結層成分，加入Si、Nb等微量元素；采用內層低鋁、外層高鋁的結構；對粘結層進(jìn)行預處理，直接制備擴散阻擋層；采用梯度結構；

4.6.2 熔鹽沉積腐蝕及雜質(zhì)沖蝕

原理：常用燃料中含有Na、S、P等雜質(zhì)元素，這些雜質(zhì)元素在高溫下生成鹽類(lèi)化合物，然后熔融沉積于葉片表面，填充柱狀晶結構柱間的間隙，影響陶瓷層與合金之間的應力釋放，從而產(chǎn)生裂紋與破裂。

解決辦法：盡量保證涂層內部結構的密實(shí)化。

4.6.3 高溫燒結與熱疲勞

原理：熱端部件在高溫下易產(chǎn)生燒結作用，導致涂層材料發(fā)生相變，體積發(fā)生變化導致涂層失效。涂層在溫度場(chǎng)下產(chǎn)生熱應力，熱應力隨溫度的變化而變化，從而形成疲勞損傷。

解決辦法：采用納米級微粒涂層結構。

4.6.4 接觸疲勞及殘余應力

對于相互接觸并承受交變載荷的熱端涂層部件而言，相互接觸的區域易產(chǎn)生磨損、點(diǎn)蝕、剝落及分層等形式的接觸疲勞失效，其影響因素主要是涂層表面粗糙度、致密度、表面微觀(guān)裂紋及接觸應力。殘余應力包括熱膨脹失配應力、熱冷循環(huán)淬火應力及相變應力。