热障涂层无损检测技术研究进展

为提高发动机的涡轮前温度和热端部件服役寿命,热障涂层（TBCs）被广泛应用于燃气涡轮发动机。热障涂层具有多相、多界面和非均质特性,且其服役工况恶劣复杂。寻找一种可以表征涂层显微组织、缺陷、热物性、应力等反映涂层质量和剩余寿命的无损检测方法,对发动机的热端部件安全性和可靠性至关重要。文中综述了超声检测技术（UT）、声发射技术（AE）、红外热成像技术（IRT）、阻抗谱技术（IS）和光激发荧光压电光谱技术（PLPS）的原理以及其在热障涂层无损检测中的研究应用,并详细介绍了太赫兹时域光谱（THz-TDS）技术及其在热障涂层中的应用。最后总结了上述无损检测方法的检测能力,并对热障涂层无损检测方法进行展望。     

热障涂层的性能评价

热障涂层用于涡轮发动机的热端部件可显著提高其使用温度,延长部件的使用寿命,并提高发动机的效率。文中对热障涂层的力学性能、抗氧化和抗热腐蚀、抗磨蚀和热学特性等性能的评价及性能判断与分析进行了综合回顾。     

热障涂层材料与技术的研究进展

热障涂层具有良好的隔热效果和抗高温性能,应用于涡轮发动机的热端部件,能显著提高使用温度,延长使用寿命。本文对热障涂层的材料、制备技术的新进展进行了综述,展望了热障涂层的发展趋势。     

热障涂层在飞机APU中的应用、失效形式与维护方法

飞机辅助动力装置（Auxiliary Power Unit,APU）是当前主流民用飞机上必不可少的部件,而热障涂层在APU中的应用能够减少发动机油耗、提升效率、延长热端部件的使用寿命。首先概述了飞机辅助动力装置的结构和工作原理,以及热障涂层的材料及结构体系。其次归纳了飞机APU常见热端部件中热障涂层的制备技术及应用特点,主要对大气等离子（AirPlasmaSpraying,APS）和电子束物理气相沉积（Electron–Beam Physical Vapor Deposition,EB–PVD）等2种热障涂层进行了论述。在此基础上,重点综述了热障涂层在民用飞机APU中的典型失效形式,包括高温氧化失效、烧结失效、CMAS腐蚀、颗粒物冲击等,同时结合热障涂层热生长氧化物（Thermally Grown Oxide,TGO）生长、应变能释放、蠕变与疲劳、颗粒物沉积、外来物损伤等行为,对以上失效形式的失效机理进行了重点论述;分别从微观结构观察、断裂力学参数计算、有限元建模等方面详细阐述了飞机APU热障涂层的失效分析手段与方法。最后结合航空公司的实际运营情况对提升APU使用寿命和系统可靠性给出了...     

热障涂层先进结构设计研究进展

随着航空航天技术的不断发展,不断提高的涡轮前进口温度及恶劣的使用环境对镍基高温合金的使用性能提出了更高的要求。热障涂层是一种应用于涡轮发动机热端部件的表面技术,通过沉积在镍基高温合金表面,降低合金表面的温度。概述了采用传统单层层状氧化钇部分稳定氧化锆热障涂层的优势,包括较低的制备成本、便捷的制备方式及较低的层间热膨胀失配应力。同时,归纳了单层层状热障涂层在高温环境下存在的问题,包括氧化锆相变与烧结造成的涂层失效,以及热膨胀系数和断裂韧性较差的新型陶瓷材料无法直接制备在黏结层表面。在此基础上重点综述了近年来热障涂层先进结构设计的研究进展,包括双层层状结构、柱状结构、垂直裂纹结构及复合结构热障涂层,其中复合结构包括激光表面改性结构、梯度涂层结构及粉末镶嵌结构热障涂层。针对各种先进结构热障涂层,分别从微观结构、热震寿命、涂层内部应力、耐腐蚀性能、抗氧化性能等方面进行了归纳,并总结了各先进结构热障涂层现阶段发展的不足之处。最后展望了热障涂层先进结构设计的发展方向。     

等离子工艺热障涂层的热疲劳分析

热障涂层作为先进的热防护技术,在航空发动机热端部件上有重要的应用,它与先进气膜冷却技术、先进单晶合金材料技术并称为航空发动机涡轮叶片三大关键技术。为了保证发动机安全可靠地工作,研究并测试热障涂层的力学参数和热疲劳特性是其工程应用的前提与基础。本文以等离子喷涂工艺制备的热障涂层为研究对象,利用共振原理和复合梁理论,获得了热障涂层表层一陶瓷层从常温到1150℃高温条件下的杨氏模量。同时,鉴于热障涂层的热疲劳失效模式为剥落,着重对热障涂层的热疲劳特性进行研究。以带热障涂层的圆管试样为模拟件进行了热疲劳试验,试验载荷选择50℃／1050℃的梯形波。利用所测试的材料参数和有限元方法进行了热变形分析,提取了热疲劳寿命控制参量,对模拟试样的热疲劳寿命进行了预测,结果显示,预测结果较为精确。     

热障涂层高熵合金粘结层材料研究进展

热障涂层是现代高性能航空发动机的关键材料和技术,能够显著提升热端部件(比如涡轮叶片)的工作温度,同时保护热端部件不受高温氧化和腐蚀。金属粘结层作为热障涂层的关键组成部分,直接决定了热障涂层体系的服役性能和寿命。然而,传统MCrAlY粘结层因为存在抗氧化性能不足、粘结层-基体互扩散严重以及高温强度不足等问题,导致服役温度不足1100℃,无法满足下一代超高温热障涂层的应用温度要求。基于传统MCrAlY粘结层中存在的关键问题,本团队提出高熵合金粘结层的设计思路,旨在突破传统粘结层的应用温度局限。本文重点介绍了Y/Hf-NiCoCrAlFe高熵合金的抗氧化与抗热腐蚀性能,同时也对此高熵合金粉体与粘结层的抗氧化性能进行了阐述,最后对高性能高熵合金粘结层的发展方向进行了展望。     

等离子蒸发沉积热障涂层抗CMAS附着研究进展

热障涂层是先进航空发动机核心热端部件高压涡轮叶片的关键技术,随着发动机服役温度的不断提高,一种主要化学成分为CaO-MgO-Al2O3-SiO2(简称CMAS)的环境沉积物对叶片的危害日益严重,不仅堵塞叶片表面气膜冷却孔,影响叶片冷效,而且导致热障涂层早期剥落失效,服役寿命大幅度降低。高温熔融CMAS在涂层表面的附着过程及防护方法是目前热障涂层研究领域的热点和难点。本文针对新型的等离子蒸发沉积技术,梳理了近年来国内外学者在热障涂层抗CMAS附着、渗入和腐蚀方面的最新研究成果,指出了涂层抗CMAS侵蚀研究的发展方向。     

氧化物掺杂YSZ热障涂层的最新研究进展

随着先进航空发动机涡轮叶片热障涂层服役温度、服役寿命以及隔热性能的不断提升,研制温度高、使用寿命长和隔热性能优异的热障涂层材料,已成为国际高温防护涂层领域的研究热点。氧化物掺杂YSZ涂层因其良好的热学性能,成为最有可能替代YSZ涂层在航空发动机热端部件表面获得应用的热障涂层材料。综述了氧化物掺杂YSZ热障涂层研究取得的成果和存在的问题,重点阐述了不同氧化物掺杂对YSZ涂层性能的影响机理,并简述了目前国内外对该类涂层相关制备技术的研究进展。提出未来关于热障涂层的研究,应在进一步优化设计多元氧化物掺杂改性YSZ涂层的基础上,结合计算模拟,对多元氧化物掺杂的耦合作用机制进行深入剖析,同时结合新一代高温合金的性质,发展高温合金-粘结层-陶瓷层相匹配的新型热障涂层体系,从热力学-动力学两个方面考察其使役行为和失效机制,最终促进该类涂层的实际应用。     

Properties of Thermal Barrier Coatings Made of Different Shapes of ZrO2-7wt%Y2O3 Powders

大气等离子喷涂ZrO2-7%Y2O3 (7YSZ, Y2O3为质量分数)热障涂层广泛用于航空发动机热端部件以提高金属基体的抗腐蚀、耐高温、抗冲蚀等性能。采用超音速火焰喷涂(HVOF)以NiCoCrAlYTa粉为原料在高温合金K4169基体上制备了粘结层,通过大气等离子喷涂(APS)分别以团聚、空心7YSZ粉为原料在粘结层上制备了陶瓷面层。使用扫描电镜(SEM)和工业电子计算机X射线断层扫描技术 (ICT)对团聚、空心粉热障涂层的微观结构进行观察分析,然后再对以上 2 种热障涂层的抗氧化、热震、结合、隔热等热物性能进行对比分析。研究结果表明：空心粉热障涂层陶瓷层中存在大量的微孔和裂纹;热障涂层陶瓷层中不同孔隙率对粘结层高温抗氧化性能没有明显的影响,但它有助于提高热障涂层的热震性能和隔热性能;此外,高的涂层孔隙率会导致空心粉热障涂层的结合强度低于团聚粉热障涂层     

Technical and Economical Aspects of Current Thermal Barrier Coating Systems for Gas Turbine Engines by Thermal Spray and EBPVD: A Review

The most advanced thermal barrier coating (TBC) systems for aircraft engine and power generation hot section components consist of electron beam physical vapor deposition (EBPVD) applied yttria-stabilized zirconia and platinum modified diffusion aluminide bond coating. Thermally sprayed ceramic and MCrAlY bond coatings, however, are still used extensively for combustors and power generation blades and vanes. This article highlights the key features of plasma spray and HVOF, diffusion aluminizing, and EBPVD coating processes. The coating characteristics of thermally sprayed MCrAlY bond coat as well as low density and dense vertically cracked (DVC) Zircoat TBC are described. Essential features of a typical EBPVD TBC coating system, consisting of a diffusion aluminide and a columnar TBC, are also presented. The major coating cost elements such as material, equipment and processing are explained for the different technologies, with a performance and cost comparison given for selected examples.     

Multilayered thermal barrier coating for land-based gas turbines

Multilayered thermal barrier coatings (TBC) with different functions were proposed for the hot section components of land-based gas turbines. This article describes a multilayered TBC with an oxidation resistant layer. A conventional duplex TBC and a triplex TBC, in which an aluminized layer was added to the conventional duplex TBC to increase oxidation resistance, were prepared. It was confirmed by a burner rig test that the triplex TBC with the aluminized layer is resistant to oxidation and shows high durability in a thermal cycle test, compared with the conventional duplex TBC. The spalling in the thermal cycle test of each TBC specimen occurred at the same position, when the thickness of the oxidation layer was 11 to 13 μm. The mechanism of spalling of the coating in the thermal cycle test was discussed in terms of stress in the coating. Stress in the direction of spalling occurred by an uneven interface between the bond and top coat and increased with growth of the oxidation layer. It is thought that the high durability of the triplex TBC in the thermal cycle test is derived from suppressing the growth of the oxidation layer and decreasing the stress due to the addition of the aluminized layer.     

温度梯度热循环下纳米7YSZ陶瓷层结构演变

目的采用低温超音速等离子喷涂(LT-HVOF)在镍基高温合金基体(K417)上制备了NiCoCrAlYTa粘结层,使用大气等离子喷涂(APS)在粘结层上制备了纳米7%Y_2O_3-ZrO_2(7YSZ)陶瓷涂层,以获得温度梯度热循环下纳米陶瓷层的结构演变机制。方法通过燃气热冲击实验仪对热障涂层模拟真实服役条件下温度梯度热循环的工作环境,采用一维稳态热传导模型计算了热障涂层中各涂层界面的温度,探讨了在热驱动作用下等径晶粒和非等径晶粒的扩散长大机制。结果热循环次数为40次时,涂层近表面出现了烧结致密化现象,而陶瓷层底部涂层保持原来的结构。热循环次数增加到460次时,整个陶瓷层断面都发生了烧结致密化现象。结论温度是涂层烧结致密化的主导因素。涂层中当等大晶粒接触形成弯曲颈时,由于弯曲颈只受水平方向静压力作用,晶粒中原子扩散速率慢,导致晶粒长大速率较慢;而当非等大晶粒接触形成弯曲颈时,在晶粒接触弯曲颈处存在一偏大晶粒方向的剪切力,其导致晶粒向弯曲颈扩散速率增加,晶粒长大速率较快。     

Numerical Simulation of Damage and Fracture on Typical Interfaces of Plasma Sprayed Thermal Barrier Coatings

Modern thermal barrier coatings (TBC) are required to not only limit heat transfer through the coating but to also protect engine components from thermal cyclic load and oxidation. Failure mechanism of TBC is important for the safety status of components. To obtain a better understanding of the failure mechanism under thermal cyclic load, a new type of interface elements with three nodes which is based on the idea of interface damage mechanics was proposed. Compared with traditional interface elements, thes...     

飞行状态下热障涂层的受力行为

本文通过在计算机中建立航空发动机叶片的工作环境,进而模拟在飞行状态下叶片表面涂敷的陶瓷热障涂层的受力行为,获得了陶瓷涂层在热气动载荷作用下应力场分布,并得出应力场分布与涂层结构和叶片几何形状及与承受的载荷之间的关系,提出了进一步提高陶瓷热障涂层的使用寿命的途径。     

氧化锆粉体的制备及其在热障涂层中的应用

分别描述了纳米氧化锆粉体与空心球氧化锆粉体的制备工艺，分析了不同工艺影响氧化锆产物形态、结构、粒度等方面的因素，并将2种粉末制备的涂层分别与传统微结构涂层进行性能对比。在分析由不同氧化锆粉末制备而成的涂层性能时，除了工艺参数外，更多的是考虑初始氧化锆粉末对涂层性能所带来的影响。期待在未来的研究中，能够优化现有或者探索出更优异的制粉工艺，研究出性能更加优良的新型粉末，以期能够提高热障涂层的性能，满足高精尖领域在未来的使用需求。最后，针对不同制粉工艺及不同粉末制备涂层的发展方向进行了展望。     

热障涂层先进陶瓷材料研究进展

随着航空航天技术的不断发展,恶劣的工作环境对镍基高温合金的使用性能提出了更高的要求,热障涂层是一种应用于涡轮发动机热端部件的表面技术,通过沉积在镍基高温合金表面以降低基底表面温度。概述了传统氧化钇部分稳定氧化锆热障涂层的性能优势,包括优异的隔热性能、较高的热膨胀系数与断裂韧性。同时归纳了氧化钇部分稳定氧化锆热障涂层在高温环境下存在的问题,包括氧化锆相变与涂层烧结造成的过早失效。在此基础上,重点综述了近年来热障涂层先进陶瓷材料的研究进展,包括稀土陶瓷材料与自愈合材料,其中稀土陶瓷材料包括稀土掺杂氧化锆、成分掺杂与结构设计的稀土锆酸盐、稀土磷酸盐、3种不同结构的稀土钽酸盐、高熵稀土陶瓷材料以及稀土铌酸盐等,自愈合材料包括二硅化钼与碳化钛。针对各种热障涂层陶瓷材料,分别从热震寿命、热膨胀系数、热导率、耐腐蚀性、断裂韧性等方面进行了归纳,并总结了各材料现阶段发展的不足之处。最后展望了热障涂层材料的发展方向。     

Thermal conductivity and elastic modulus evolution of thermal barrier coatings under high heat flux conditions

Laser high heat flux test approaches have been established to obtain critical properties of ceramic thermal barrier coatings (TBCs) under near-realistic temperature and thermal gradients that may be encountered in advanced engine systems. Thermal conductivity change kinetics of a thin ceramic coating were continuously monitored in real time at various test temperatures. A significant thermal conductivity increase was observed during the laser-simulated engine heat flux tests. For a 0.25 mm thick ZrO₂-8% Y₂O₃ coating system, the overall thermal conductivity increased from the initial value of 1.0 W/m K to 1.15, 1.19, and 1.5 W/m K after 30 h of testing at surface temperatures of 990, 1100, and 1320 °C, respectively, Hardness and elastic modulus gradients across a 1.5 mm thick TBC system were also determined as a function of laser testing time using the laser sintering/creep and microindentation techniques. The coating Knoop hardness values increased from the initial hardness value of 4 GPa to 5 GPa near the ceramic/bond coat interface and to 7.5 GPa at the ceramic coating surface after 120 h of testing. The ceramic surface modulus increased from an initial value of about 70 GPa to a final value of 125 GPa. The increase in thermal conductivity and the evolution of significant hardness and modulus gradients in the TBC systems are attributed to sintering-induced microporosity gradients under the laser-imposed high thermal gradient conditions. The test techniques provide a viable means for obtaining coating data for use in design, development, stress modeling, and life prediction for various TBC applications.     

Long crack behavior in a thermal barrier coating upon thermal shock loading

The behavior of macroscopic long cracks in the ceramic top coat of a thermal barrier coating (TBC) system subjected to thermal shock loading and the influence of the cracks on the coating durability were investigated experimentally and numerically. Thermal shock testing was conducted until coating failure. Comparisons were made with coating samples without macroscopic cracks. The experimental results revealed that the presence of macroscopic cracks reduces the life of the TBC. The finite-element method, with a fracture mechanics approach, was applied to analyze preexisting long cracks, and the calculations correlate well with the experimental findings. It was found that the life of the coating is reduced with crack length as well as with maximum cycle temperature. It was also found that the stress-intensity factors for long cracks are initially high and decrease with the number of temperature cycles, which indicates that rapid crack growth occurs during the first number of cycles.     

重型燃机喷嘴壳体及遮热板热障涂层剥落机制

目的 探究重型燃机喷嘴壳体及遮热板热障涂层剥落机制,为该部件的全寿命管理提供参考。方法 采用等离子喷涂方法,分别制备以06Cr25Ni20不锈钢和Hastelloy X合金为基材的热障涂层试验件,并结合水淬热冲击表征方法与瞬态热力耦合仿真方法,表征热障涂层水淬后的剥落状态,获得热障涂层残余剪应力的分布状态随基材和服役工况的变化行为,揭示热障涂层在多层热失配工况下的剥落机制。结果 在水淬热冲击条件下,2种不同基材的热障涂层试验件表现出类似的剥落行为,但由于基材热膨胀系数的差异,以06Cr25Ni20不锈钢为基材的热障涂层的残余剪应力(70.1 MPa)比Hastelloy X合金基材的热障涂层(52.7 MPa)更大,热冲击寿命更短。在梯度温度载荷下,2种不同基材热障涂层试验件的失效模式不同,前者的最大残余剪应力为39.2 MPa,后者为25.7 MPa。结论 在2种温度载荷下,以Hastelloy X合金为基材的热障涂层具有较低的残余应力和较长的服役寿命。此外,水淬热冲击可以快速表征热障涂层的寿命行为,但其失效模式与实际梯度温度载荷下的失效模式仍有一定区别。