热障涂层失效机理与长寿命设计.pptx
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热障涂层失效机理与长寿命设计.pptx
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,热障涂层失效机理与长寿命设计,1,热障涂层简介,地面燃气轮机,航空发动机,YSZ陶瓷层,NiCoCrAlY或NiPtAl粘结层,氧化铝膜,涂层功能:
隔热80-150C防护基体氧化抗热冲击抗热腐蚀,热障涂层是航空发动机及燃气轮机的关键材料,用于防护涡轮叶片等高温部件,可大幅提升发动机工作温度和效率、成倍延长服役寿命。
2,挑战问题:
如何设计热障涂层长寿命,热障涂层过早失效严重威胁发动机服役安全,理解涂层界面失效机理,指导长寿命设计与制备,是热障涂层研究的关键点和出发点。
巴西NOAR航空空难(2011/7/13),波音777引擎爆炸(2021/2/20),空客A400M运输机空难(2015/5/9),3,研究难点,热障涂层界面失效模式,缺乏整体思路,研究难点性能评价困难裂纹机制不清,传统失效理论热障涂层失效是受温度控制,通过界面裂纹萌生、扩展,一旦达到临界尺寸,受陶瓷层压应力作用从界面剥落的动态过程。
粘结层,YSZ,氧化层,热障涂层界面裂萌生扩展过程,4,涂层失效方式(箭头),氧化层,难点一:
缺乏表征方法,失效主因不明,工况严苛,缺乏适用于叶片热障涂层表征方法,导致温度、残余应力、界面强度无法准确测量,失效主要因素不明,阻碍了失效机理研究。
5,涂层结构复杂,难点二:
界面裂纹机制认识不透,YSZ裂纹TGO粘结层,缺乏统一的裂纹形成机制,传统界面起伏裂纹机制应用范围受限,无法解释其它重要失效模式下(如CMAS腐蚀)裂纹成因。
界面起伏失效熔盐腐蚀失效裂纹界面裂纹粘结层界面起伏,界面起伏导致裂纹,发现了关键证据,建立了高温应力为核心统一的界面裂纹机制,由此阐明了典型服役环境下的涂层失效机理。
创新点,6,难点三:
缺乏协同研究与设计思路,采用整体思路,构建了热障涂层长寿命协同设计与制备方法,寿命提高2-3倍,应用于航空发动机、地面燃机,并拓展至运载火箭等。
缺乏整体研究设计思路,以往只关注单层组分变化,忽视了各层之间、以及涂层与基体相互作用,造成涂层长寿命设计困难。
创新点,不同基体对涂层寿命影响大,7,Part1:
涡轮叶片热障涂层性能表征方法,高分辨荧光应力探针方法,应变屈曲界面结合强度方法,高温高转速非接触测温方法,明确界面强度为失效主因,揭示了界面退化机制推动失效机理向界面裂纹形成机制发展,建立了涡轮叶片热障涂层表征方法,解决了服役工况下叶片涂层温度、残余应力、界面强度的测量难题,确定界面强度为失效决定因素。
叶片涂层性能表征难问题,8,1.1温度测量:
荧光寿命测温原理,自然环境下,激发后,温度与荧光寿命有一一对应关系,通过寿命可测量温度,稀土如Eu、Dy等掺杂YSZ,具有荧光发光性能,激光激发产生荧光。
9,1.1荧光寿命非接触测温方法,10,1.1举例:
涡轮叶片热障涂层隔热温度测量,涡轮叶片热障涂层荧光测温示意图,涡轮叶片热障涂层实际隔热效果,分别在EBPVD涂层界面和表面沉积YSZ:
Dy和YSZ:
Eu,火焰冲击环境下,测量了涂层不同温度下的隔热效果(0.7C/m)。
11,1.2残余应力测量:
Cr3+荧光谱技术,峰位偏移,Al2O3应力,系数,Cr3+荧光谱测量氧化铝原理,12,APS涂层的荧光峰,1.2热障涂层荧光应力探针测量方法,入射激光,测量速度快(1s)不受织构影响、深度可控,荧光信号,EBPVD热障涂层应力分布利用YSZ涂层中痕量Al2O3杂质,通过PLPS技术可快速测量涂层残余应力,13,1.2举例:
大气等离子喷涂YSZ涂层应力,不含基体,含基体,基于荧光峰位偏移155MPa,与理论热失配应力150MPa吻合。
涂层应力随热处理时间变化,理论热失配应力,14,1.2举例:
涡轮叶片热障涂层残余应力,15,1.3界面强度测量:
应变屈曲(straintobuckling),Bucklingofcoating,atequalbiaxialcompression,occursatacriticalstress:
Whenthestressinthecoatingexceedsc,bucklingoccurs.Theenergyreleaserate,G,canbeexpressedby:
RelationshipbetweenGandthemodeIinterfacialtoughness,is:
aX.Zhao,ActaMaterialia,2011,59(16),pp.64016411,16,1.3涡轮叶片EBPVD涂层界面强度测量,施加额外应变,使叶片涂层发生buckling剥落,借助陶瓷层、氧化层应力测量参数,可计算出涂层界面I、II型结合强度。
装置示意图,17,ModeI断裂韧性随热处理时间变化,服役前后TGO/粘结层界面TEM图像,EBPVD涂层断裂韧性与抗裂纹能力评估,涂层寿命、抗冲蚀能力与断裂韧性相关,利用压痕法衡量断裂韧性:
c,ResidualstressAppliedstress,Semi-circularcrack,P,Pt保护层,18,1.3举例:
低热导热障涂层断裂韧性结构优化,Pt保护层,裂纹,Pt保护层,优化前,优化后,通过优化柱状晶尺寸(宽度)与羽毛状结构(取向、致密度等),可以使低热导涂层具有与YSZ相当的抗裂纹能力与断裂韧性。
19,20,评价方法应用,罗罗公司材料首席DrE.Duncan评价:
“TheresearchandtechnologydevelopmentdonebyProfessorPingXiaosteamandRolls-RoyceplcisfundamentalintheriskreductionofTBCs.Thetechnologyisfundamentalinournext-generationcoatingtechnologyadvancesandbusinesssustainabilitygoalsaswedrivetowardsnetzero.”,http:
/localhost/cache/5041020342004324/png/researchimpactshowcasehelping-rolls-royce-improve-jet-engine-efficiency,表征方法体系被罗罗采用,研发了新型低热导热障涂层,成果超4000台发动机应用,累积服役7000万小时,发动机效率提升2%,节约燃油330万吨,入选曼彻斯特大学重大社会经济影响成果。
大幅降低了热障涂层失效风险提升了发动机性能推动了下一代热障涂层研制,Part2:
热障涂层服役失效机理,粘结层高温应力引发界面起伏失效,发现了关键证据,纠正了传统理论的认识误区,建立了统一的裂纹形成机制,阐明了失效机理。
提出了粘结层高温应力引发界面起伏和熔盐腐蚀引发涂层高温屈曲裂纹机制,形成以高温应力为核心统一的界面裂纹成因,阐明了涂层服役失效机理。
涂层服役失效机理不清问题,熔盐腐蚀高温应力引发涂层屈曲失效,21,失效机理的核心界面裂纹机制,涂层剥落(箭头),粘结层界面起伏,陶瓷层-粘结层界面起伏引发裂纹扩展失效裂纹,YSZ,粘结层,裂纹,TGO,Evansetal,Prog.Mater.Sci.46(2001)505,传统TGO理论:
TGO应力释放导致界面rumpling,形成界面裂纹;Rumpling随热循环增加,裂纹扩展。
不足之处:
无法解释非rumpling情况下涂层失效;真空中没有TGO形成,界面依然起伏,程度与空气氧化相当。
暗示粘结层是主要原因,22,2.1“粘结层高温应力”引发界面起伏裂纹机制,界面起伏的本质:
粘结层与基体扩散导致相变,产生高温应力,引发晶界滑移导致界面起伏,存在一个临界应力才可以引发。
粘结层与基体互扩散,23,粘结层高温应力与界面粗糙度关系,粘结层晶粒滑移导致界面粗化,2.2CMAS腐蚀热障涂层失效,热机械损伤CMAS渗入涂层、凝固增加涂层刚度、残余应力降温导致裂纹、剥落,热化学腐蚀溶解8YSZ、氧化铝层粘结层形成孔洞破坏涂层结构,高温屈曲,服役过程中,热机械损伤和热化学腐蚀耦合,导致涂层过早失效。
随着发动机温度升高,CMAS腐蚀已成为严峻挑战。
热障涂层CMAS腐蚀示意图,图片:
Poerschke,Levi,etal,Annu.Rev.Mater.Res.2017.47:
297-330,24,25,2.2CMAS腐蚀高温buckling界面裂纹机制,APS热障涂层CMAS高温buckling失效,热障涂层CMAS腐蚀高温变形,热障涂层CMAS腐蚀体积膨胀示意图,L.Yang,Y.C.Zhouetal.J.Mech.Phys.Solid.133(2019)103710,X.Shan,X.Zhaoetal,scriptaMaterialia2016,113,71-74.,CMAS腐蚀引发涂层高温变形数值模拟(湘潭大学结果)CMAS渗透引发体积膨胀,涂层高温屈曲导致界面裂纹。
26,X射线原位成像:
体积膨胀,CMAS引发涂层体积膨胀,27,CMAS腐蚀失效未来会成为关键问题,目前所有方法,都不能完美解决CMAS,相比之下,稀土锆酸盐涂层是比较好的解决方案。
服役叶片剖面,发动机退服役叶片,蔡振威,上海交大博士论文,2021.,CMAS,小结:
热障涂层服役失效机理,28,Part3:
长寿命热障涂层设计与制备,阻裂纹界面结构设计,低应力高韧性陶瓷层设计,基体兼容、强界面结合粘结层设计,1,3,2,设计思路示意图,29,3.1陶瓷层低应力高韧性设计,粉末设计,复合双分布结构陶瓷层,通过粉末结构设计,控制熔化状态,制备了双分布复合结构陶瓷涂层,韧性提高40%、热导率降低50%、热循环寿命提升2-3倍。
热循环寿命测试1150C,30,双分布结构涂层更抗烧结,双分布结构涂层,31,商业化中空粉末涂层,双分布结构涂层1400抗烧结,疏松多孔保留。
在1200C发生显著烧结现象。
31,3.2陶瓷-粘结层界面阻裂纹设计,样品形貌,32,裂纹沿界面传播常规粗糙度形貌不足以阻碍裂纹,为何要设计界面?
YSZ涂层裂纹粘结层,在界面设计网格,阻碍裂纹扩展,提高涂层抗剥落能力。
成型方法:
激光3D打印网格结构,利用激光3D打印在HVOF粘结层表面沉积不同形状网格,然后沉积APS陶瓷层,表面光滑平整。
33,界面网格显著提高结合力和抗剥落能力,界面网格可使结合强度提升200%,热循环测试剥落程度从50-60%降低到2-3%,失效模式转为buckling失效。
34,3.3粘结层抗氧化、强界面结合设计,粘结层,抗氧化,氧化速率低抗剥落,强度高,界面起伏程度低,与基体兼容,对基体互扩散少对疲劳、蠕变影响小,当前粘结层服役温度1100C粘结层材料设计思路,高温强度与抗氧化性能不兼容与基体互扩散,降低疲劳寿命,抗氧化性能好,但强度低,强度高,但抗氧化性能差,-(Ni,Pt)Al,Pt-/,常规掺杂改性温度提高有限,需要新的设计思路,关键问题,35,“尚未发挥潜力”的NiCoCrAl粘结层体系,常见粘结层材料体系性能,来自G.H.Meier,Introductiontohightemperatureoxidation,NiCoCrAlY综合性能优异,是我国航空发动机热障涂层的主流粘结层材料。
不足之处:
抗氧化不足:
易形成Y-Al氧化物夹杂高温强度不够,界面易起伏抗热腐蚀能力不足,36,Y元素均匀化提高抗氧化剥落性能,均匀分布,Y元素偏析是导致MCrAlY性能下降的原因,球磨处理MCrAlY粉末使Y均匀分布,制备的粘结层抗氧化剥落能力大幅提高。
1150C热循环非均匀分布,37,Y元素均匀化提高抗氧化剥落性能(抗氧化),1150C,非均匀分布,4.8m,5.6mY均匀分布,非均匀分布,均匀分布TGO界面形貌对比,Y均匀分布的NiCoCrAlY粉末制备的粘结层,氧化速率下降70%以上,界面平整,无杂相和PEG形成。
38,Y元素均匀化粘结层抑制S偏析(强界面结合),Y分布均匀抑制杂质S界面偏析,提高界面结合力。
传统NiCoCrAlY涂层,39,Y均匀化NiCoCrAlY涂层,高韧性-阻裂纹-强结合长寿命设计方法应用,“高韧性-阻裂纹-强结合“长寿命热障涂层协同设计方法,应用于航空发动机及重型燃机热障涂层研制,并拓展至高超飞行器、固液运载火箭。
航空发动机,40,高超声速飞行器,长征六号改火箭,解决界面强度低问题,解决厚涂层易剥落问题,隔热增加130%,减重30%,成本降低70%。
感谢各位专家批评指正,41,
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- 热障 涂层 失效 机理 寿命 设计