等离子喷涂热障涂层隔热性能分析方法
王千文，毛卫国，喻明
材料导报
引言
提高涡轮进口温度是提高航空涡轮发动机推力的有效途径，所以在军用涡轮发动机上，人们都不遗余力地来提高涡轮的进口温度以使发动机用更小的体积和质量来产生更大的推力。随着涡轮进口温度的不断升高，人们已经越来越难发掘出合适的金属材料来维持整体高温结构材料的高温强度，满足日益严酷的服役环境。长期在高温环境下服役的合金材料，容易出现被腐蚀、烧蚀、疲劳断裂等破坏现象。因此采用可以抗热腐蚀和隔热的热障涂层已成为提高燃气轮机工作温度的关键性措施。早在１９５３年美国国家航空航天局（ＮＡＳＡ）研究中心提出了热障涂层（Ｔｈｅｒｍａｌ ｂａｒｒｉｅｒ ｃｏａ－ｔｉｎｇｓ，ＴＢＣｓ）的概念［１］，其基本原理大致是将陶瓷材料粉末喷涂在高温合金热端部件表面，以降低高温部件的工作温度，使其免受高温腐蚀和高温氧化，大大延长高温部件的使用寿命，使现代航空燃气涡轮发动机内高温合金部件在高于其熔点温度的服役环境中工作成为可能，进而提高了航空发动机燃气温度和热效率［２－４］。美国Ｎ．Ｐ．Ｐａｄｔｕｒｅ等指出，热障涂层系统是所有涂层系统中最复杂的一种结构，也是最急需应用在航空发动机和工业涡轮机内高温部件的一种隔热涂层［２］。它是一个典型的多层复合系统，主要包括４层材料（耐高温镍基合金基底、粘结层、热生长氧化层和陶瓷涂层），如图１所示［２］。据报道，目前先进的陶瓷热障涂层能在工作环境下进一步降低金属叶片工作温度，达到９０～１５０℃左右［１］，其温度变化曲线类似于图１所示的温度曲线。目前主流的制备工艺是电子束物理气相沉积法（ＥＢ－ＰＶＤ）和等离子喷涂（ＡＰＳ）［３］。涂层的材料成分也不断得到更新发展，从传统的８％（质量分数）Ｙ２Ｏ３－ＺｒＯ２（８ＹＳＺ）逐渐发展到掺稀有金属元素的ＺｒＯ２体系［５］。不管是采用何种制备工艺获得的热障涂层系统，其隔热性能和涂层使用寿命都是评价热障涂层性能的重要指标。隔热性能直接关系到金属部件的使用温度，同时也影响到热障涂层热循环的服役寿命。因此如何有效测试和评价热障涂层的隔热性能已经成为重要的科学问题。朱建等主要从热力学角度分析叶片的传热特点，建立一维稳态模型，从理论上分析如何计算热障涂层的隔热效果，为近一步研究热障涂层提供一种实用的理论比较方法。理论计算结果表明，当叶片基底材料可以承受１１７３Ｋ时，燃气入口温度可以达到１７４９Ｋ，在叶片上分别喷涂０．５ｍｍ和１ｍｍ厚热障涂层后，相对于无涂层，燃气入口温度可分别提高１１３Ｋ和１９０Ｋ［６］。吕艳红等通过测试等离子喷涂纳米氧化钇稳定氧化锆热障涂层的热扩散率、比热容及密度，得出涂层的热导率，分析了纳米ＹＳＺ热障涂层隔热行为［７］。采用大气等离子喷涂方法，周洪等研究了不同类型的氧化钇部分稳定氧化锆热障涂层的隔热性能，从实验上分析了涂层空隙率、涂层厚度对隔热性能的影响［８］。
本实验将从理论和实验两方面对等离子喷涂热障涂层的隔热性能进行分析，并提出一个合适的实验测试方法。首先基于傅里叶导热定律，推导出一维稳态温度场的解析表达式，分析陶瓷涂层厚度、陶瓷层表面工作温度和基底下表面温度对等离子喷涂热障涂层隔热性能的影响；然后制备合适的等离子喷涂热障涂层平板结构试样，设计出一种合适的工艺方法测试不同截面的温度，并与理论预测结果进行对对比分析。
图略
参考文献略
本站文章未经允许不得转载；如欲转载请注明出处，北京桑尧科技开发有限公司网址：http://www.sunspraying.com/
|
