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现代工业皇冠上的明珠——涡轮叶片 发布时间:2018-06-26   浏览量:5928次

涡轮叶片



 

一、概述

涡轮叶片也称动叶片,是涡轮发动机中工作条件最恶劣的部件,又是最重要的转动部件。在航空发动机热端部件中,涡轮叶片承受发动机起动、停车循环的高温燃气冲刷、温度交变,转子叶片受高转速下的离心力作用,要求材料具有足够的高温拉伸强度、持久强度、蠕变强度,以及良好的疲劳强度及抗氧化、耐燃气腐蚀性能和适当的塑性。此外,还要求长期组织稳定性、良好的抗冲击强度、可铸性及较低的密度

         

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图1 罗尔斯-罗伊斯喷气发动机材料分布

先进航空发动机的燃气进口温度达1380℃,推力达226KN。涡轮叶片承受气动力和离心力的作用,叶片部分承受拉应力大约140MPa;叶根部分承受平均应力为280~560MPa,相应的叶身承受温度为650~980℃,叶根部分约为760℃

涡轮叶片的性能水平(特别是承温能力)成为一种型号发动机先进程度的重要标志,从某种意义上说,未来发动机叶片的铸造工艺直接决定了发动机的性能,也是一个国家航空工业水平的显著标志

 



二、发展历史

燃机功率的不断提高,是靠提高透平进气温度来实现的,需要采用承温能力愈来愈高的先进叶片。除了高温条件,热端叶片的工作环境还处在高压、高负荷、高震动、高腐蚀的极端状态,因而要求叶片具有极高的综合性能,这就需要叶片采用特殊的合金材料(高温合金),利用特殊的制造工艺(精密铸造加定向凝固)制成特殊的基体组织(单晶组织),才能最大可能地满足需要。复杂单晶空心涡轮叶片已经成为当前高推重比发动机的核心技术,正是先进单晶合金材料的研究使用和双层壁超气冷单晶叶片制造技术的出现,使单晶制备技术在当今最先进的军用和商用航空发动机发挥关键作用。目前,单晶叶片不仅早已安装在所有先进航空发动机上,也越来也多地用在了重型燃气轮机上。

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2等轴晶、定向晶、单晶叶片晶体结构对比

1涡轮叶片使用温度及价格

叶片

最高使用温度

平均价格(元/片)

等轴晶叶片

1200

5000

定向晶叶片

1273

20000

单晶叶片

1473

100000

单晶高温合金是在等轴晶和定向柱晶高温合金基础上发展起来的一类先进发动机叶片材料。20世纪80年代初期以来,第一代单晶高温合金PWA1480ReneN4等在多种航空发动机上获得广泛应用。80年代后期,以PWA1484ReneN5为代表的第二代单晶高温合金叶片也在CFM56F100F110PW4000等先进航空发动机上得到大量使用,目前美国的第二代单晶高温合金已成熟,并广泛应用在军民用航空发动机上。90年代后期,美国研制成功第三代单晶高温合金CMSX-10,之后,GEP&W以及NASA合作开发了第四代单晶高温合金EPM-102。法国和英国也分别研制单晶高温合金,并实现了工程应用。近年来,日本又相继成功地研制了承温能力更高的第四、第五、第六代单晶合金TMS-138,TMS-162,TMS-238等。
  我国的单晶高温合金是由中航工业航材院于20世纪80年代初率先开始研究的,并成功研制出我国第一代单晶高温合金DD490年代又成功研制了第二代单晶高温合金DD6,并广泛应用于多种型号的先进航空发动机上。此外,我国的第三代单晶高温合金主要有北京航空材料研究院先进高温结构材料重点实验室研制的DD9DD10,中国科学院金属研究所高温合金研究部研制的DD32DD33,中国科学院金属研究所研制的DD90。第四代单晶高温合金是由中国科学院金属研究所研制的DD22。第五代单晶高温合金为陕西炼石有色研制的含铼高温合金材料。这些材料目前仅限于实验室的研发阶段。

2  各代发动机涡轮叶片材料发展情况

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过去60年高温合金性能发展状况

PW公司的PWA1484RRCMSX-4GE司的Rene′N5为代表的第二代单晶合金与第一代单晶合金相比,通过加入3%的铼元素、适当增大了和钼元素的含量,使其工作温度提高了30 ℃,持强度与抗氧化腐蚀能力达到很好的平衡。

在第三单晶合金Rene N6CMSX-10中,合金成分进行一步优化,提高原子半径大的难溶元素的总含量特别是加入高达5wt%以上的铼,显著提高高温蠕变强度,1150 ℃的持久寿命大于150小时,远远高于第一代单晶合金约10小时的寿命,并获得高强度抗热疲劳、抗氧化和热腐蚀性能。

美国和日本相继开发出了第四代单晶合金,通过添加钌,进一步高了合金微观结构的稳定性,增加了长时间高温露下的蠕变强度。其1100 ℃下的持久寿命比第二单晶合金提高了10倍,使用温度达到了1200 ℃。同代的单晶成分如表2所示。

表3 单晶合金成分变化

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单晶合金中Re元素比例的变化趋势

单晶高温合金的成分优化原则:

1γ′强化相形成元素(如AlTi/)的比例应较高,可使γ′相达到70%

2)合金成分的选择应考虑使γ/γ′相界面错配度较小,γ/γ′相界面能降低能有效γ/γ′阻止相粗化;

3)随着合金中WReTaMoRu等元素含量的增加,合金高温性能德高改善,但会增加拓普密排相(TCP)的析出倾向,将大幅度缩短单晶合金的寿命;

 



三、叶片基体材料及制造技术

3.1 变形高温合金叶片

变形高温合金发展有50多年的历史,国内飞机发动机叶片常用变形高温合金如表1所示。高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加,材料性能持续提高,但热加工性能下降;加入昂贵的合金元素之后,可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。

国内飞机叶片用高温合金牌号及其使用温度

合金牌号

合金体系

使用温度/℃

GH4169

Cr-Ni

650

GH4033

Cr-Ni

750

GH4080A

Cr-Ni

800

GH4037

Cr-Ni

850

GH4049

Cr-Ni-No

900

GH4105

Cr-Ni-No

900

GH4220

Cr-Ni-No

950

叶片是航空发动机关键零件它的制造量占整机制造量的三分之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。随着数控机床的出现,叶片制造工艺发生重大变化,采用精密数控加工技术加工的叶片精度高,制造周期短,国内一般612个月(半精加工);国外一般3~6个月(无余量加工)。

3.2 铸造高温合金叶片

半个多世纪来,铸造涡轮叶片的承温能力从1940s年代的750℃左右提高到1990s年代的1700℃左右,应该说,这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片设计和加工以及表面涂层各方面共同发展所作出的共同贡献。叶片用铸造高温合金如表所示。

5  国内叶片用铸造高温合金牌号及使用温度

合金牌号

组织特征

使用温度/

K403;K405;417G;K418

等轴晶型

900~1000

K423;K441; 

 K4002; K640

等轴晶型

DZ4;DZ5;

DZ417G;DZ22;

DZ125;DZ125L

定向凝固

柱晶型

1000~1050

DD3;DD4;DD6

单晶型

1050~1100

IC6;IC10

金属间

化合物型

1100~1150

研制新型航空发动机是铸造高温合金发展的强大动力,而熔铸工艺的不断进步则是铸造高温台金发展的坚强后盾。回顾过去的半个世纪,对于高温合金发展起着重要作用的熔铸工艺的革新有许多,而其中三个事件最为重要:真空熔炼技术的发明、熔模铸造工艺的发展和定向凝固技术的崛起。真空熔炼可显著降低高温合盒中有害于力学性能的杂质和气体含量,而且可以精确控制合金成分.使合金性能稳定;国内外熔模铸造技术的发展使铸造叶片不断进步,从最初的实心叶片到空心叶片,从有加工余量叶片到无余量叶片,再到定向(单晶)空心无余量叶片,叶片的外形和内腔也越来越复杂,空心气冷叶片的出现既减轻了叶片重量,又提高了叶片的承温能力;定向凝固技术的发展使铸造高温合金承温能力大幅度提高从承温能力最高的等轴晶合金到最高的第三代单晶合金,其承温能力约提高150℃。

在采用整体精密涡轮取代锻件组合工艺中,由于涡轮铸件几何形状复杂,断面尺寸大,采用普通铸造工艺的铸件,宏观晶粒粗大且不均匀,由此带来组织及性能的不一致性。此外铸造合金固有的较低屈服强度和疲劳性能,往往不能满足叶片设计要求。近年来,出现了“细晶铸造工艺”等技术,即利用铸型及浇铸温度控制、凝固过程中机械电磁叫板、旋转铸造以及加入形核剂等方法,实现晶粒细化。美国Howmet公司等用于细晶铸造制造叶片等转动件,常用合金为:In792Mar-M247In713C合金;导向叶片等静止件则多用IN718CPWA1472Rene220、及R55合金。1990s年代之后,为满足新型发动机之需要,计算机数值模拟在合金成分设计和铸造工艺过程中的应用日趋增多。

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定向凝固高温合金加工过程中的计算层示意图

3.3 超塑性成形钛合金叶片

Ti6Al4VTi6Al2Sn4Zr2Mo及其他钛合金,是超塑性成形叶片等最为常用的钛合金。对于CO2排放及全球石油资源枯竭的担心,促使人们提高飞机效率、降低飞机重量。尽管复合材料的应用有增长趋势,却有制造费用高、不能回收、高温性能较差等不足。钛合金仍将是飞机发动机叶片等超塑性成形部件的主要材料。我国耐热钛合金开发和应用方面也落后于其他发达国家,英国的600℃高温钛合金IMI834已正式应用于多种航空发动机,美国的Ti-1100也开始用于T55-712改型发动机,而我国用于制造压气机盘、叶片的高温钛合金尚正在研制当中。其它像纤维增强钛基复合材料、抗燃烧钛合金、Ti-Al金属间化合物等虽都立项开展研究,但离实际应用还有一个过程。

表6 叶片等旋转件用钛合金及其特点

合金牌号

使用温度/

性能特点

Ti6-4

325

蠕变强度和疲劳强度高

Ti6-2-4-6

450

高温下强度高

Ti6-2-4-2

540

拉伸性能及蠕变强度良好

IMI 834

600

拉伸性能及蠕变强度高

早在1970s,钛合金超塑性成形技术就在美国军用飞机和欧洲协和飞机中得到了应用。在随后的十年中,又开发了军用飞机骨架和发动机用新型超塑性钛合金和铝合金。在军用飞机及先进的民用涡扇发动机叶片等,均用超塑性成形技术制造,并采用扩散连接组装。

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国产钛铝合金涡轮叶片

3.4 新型叶片材料

美国通用公司生产的GE90-115B发动机,叶身是碳纤维聚合物材料,叶片边缘是钛合金材料,共有涡扇叶片22片,单重30~50磅,总重2000磅。能够提供最好的推重比,是目前最大的飞机喷气发动机叶片,用于波音777飞机。

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7采用碳纤维复合材料的GE9X发动机

金属间化合物,密度只有高温合金一半,至少可以用于低压分段,用于取代高温合金。英国罗尔斯-罗伊斯公司,在1999年,申请了一项γ相钛铝金属间化合物专利,该材料是由伯明翰大学承担研制的。这种材料可以满足未来军用和民用发动机性能目标的要求,可以用于制造从压缩机至燃烧室的部件,包括叶片。这种合金的牌号,由罗尔斯-罗伊斯公司定为:Ti-45-2-2-XD2010年,美国通用公司、精密铸件公司等申请了一项由NASA支持的航空工业技术项目(AITP),通过验证和评定钛铝金属间化合物(TiAlTi-47Al-2Nb-2Cr,原子分数)以及现在用于低压涡轮叶片的高温合金,使其投入工业生产中,如图24所示为铝化钛金属间化合物叶片(伽马钛合金)。与镍基高温合金相比,TiAl金属间化合物的耐冲击性能较差;将通过疲劳试验等,将技术风险降至最低。




四、叶片涂层材料

4.1 热障涂层系统概述

热障涂层(thermal barrier coatings, TBCs)是一种表面处理技术,TBC又成隔热涂层,实际上就是将一种到仍很差的材料通过特殊的工艺附加在涡轮叶片表面,这类材料多为陶瓷基的材料。热障涂层系统是外层为陶瓷层以及粘结层组成

TBC可引入约170K基底材料表面温度的降低,使基体材料免受高温氧化、腐蚀、磨损,而且还可以减少燃油消耗,提高效率,延长热端部件的使用寿命。与开发新型高温合金材料相比,热障涂层的研究成本要低得多,工艺也现实可行。

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7国外公司叶片所用的涂层材料

4.2  热障涂层系统结构

热障涂层主要有3种结构:双层系统、多层系统和梯度系统。

双层系统——外层为热障陶瓷层,中间为粘结层。

优点:制备工艺简单,具有良好地抗氧化隔热作用。

缺点:粘结层与陶瓷层的界面明显,热膨胀系数在界面跃迁变大,在热载荷的作用下,在涂层内部将产生较大应力,使抗热震性能难以进一步提高。

多层系统——在双层基础上,多加封阻层或隔热层。

优点:封阻层可阻止外部腐蚀性介质侵蚀粘结层,降低氧通过陶瓷层向粘结层的扩散速度,从而防止粘结层氧化。

缺点:对抗热震性能改善不大,且热力学行为和制备工艺比较复杂。

梯度系统Functionallygraded coatings, FGC)是在陶瓷层和基体之间采用成分、结构连续变化的一种系统。

优点:减小陶瓷层与连接层因热膨胀系统不同而引起的热应力,提高涂层的结合强度和抗热震性能。消除了层状结构的明显层间界面,使涂层内部力学性能和线膨胀系数连续过度。

4.3  热障涂层陶瓷材料

热障涂层陶瓷材料需要具有难熔、化学惰性、相稳定和低热导、低密度、高热反射率等特征,又要考虑其热膨胀系数与基体材料相匹配。另外还须考虑低烧结率、界面反应和抗高温氧化腐蚀等因素。

热障陶瓷涂层的厚度一般在100~500 μm之间。

目前使用的热障涂层材料多为金属氧化物,其导热以声子传导和光子传导机理为主,热导率较低且其涂层在富氧环境中具有良好地高温稳定性。

常用的氧化物陶瓷的导热顺序为:BeO>MgO> Al2O3 >CaO >ZrO2

ZrO2是目前应用广泛、综合性能最好的热障涂层材料。其热膨胀系数接近金属材料。但ZrO2在高温下不稳定,存在同素异晶转变,可采用MgOCaOCeO2Sc2O3Y2O3等氧化物来稳定ZrO2,起到相变增韧作用。其中,采用w(Y2O3)6%~8%部分稳定的ZrO2YSZ)具有最高的热冲击性能。YSZ组成相为:t+少量m+c相。

稀土锆酸盐类材料A2B2O7A=稀土元素,N=Zr/Ce)的导热系数比YSZ更低,为1.1~1.7W·m-1·K-1,高温下相和化学组成更稳定。

热障涂层陶瓷材料及其主要性能

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*w(Y2O3)-8%部分稳定的ZrO2

4.4  热障涂层粘结层材料

粘结层可改善陶瓷与金属的物理相容性,起到抗氧化腐蚀和使陶瓷层与金属基体紧密结合的作用。

通常以MCrAlY合金作为粘结层,M通常是FeNiCoNiCoCo的抗热腐蚀性能优于NiNi的抗氧化性优于CoNiCo具有最佳韧性。

抗氧化机理MCrAlY涂层通过在高温环境中,粘结层与陶瓷层界面形成Al2O3Cr2O3来防止有害气体向金属基体扩散。

化学成分NiCo是基体元素,CrAl可起固溶强化的作用。Al是生成γ(Ni3Al)强化相和Al2O3的必须元素,其质量分数控制在8%~12%Cr主要用于提高粘结层的抗氧化性和抗硫化性,但会降低涂层韧性,含量尽可能低。Y的质量分数一般在1%以下。ReThSiHfTa等元素可改善涂层的力学性能和抗氧化性能。

相组成:MCrAl涂层主要为γ相和βNiAl金属间化合物。

4.5  热障涂层的制备工艺

4.5.1 悬浮等离子喷涂(SuspensionPlasma Spraying, SPS

原理:SPS采用具有纳米或微米级尺寸微粒的胶体悬浮液作为涂层原料,悬浮液通过喷射系统注入高温等离子流中,液体迅速汽化并政法,剩余固体颗粒在高温、高速条件下轰击基体表面形成涂层。

优点:SPS涂层具有强度高、晶粒及孔隙尺寸小、热传导系数低、抗热震性强。

缺点:沉积速度慢,不便于制备厚度较大的热障涂层。

4.5.2 悬浮高速氧燃料喷涂(SuspensionHigh Velocity Oxy-fuel Spraying, SHVOF

原理:SHVOF采用液体溶剂作为纳米材料的载流体,以乙炔与氧气和混合气体作为喷涂燃料,进行涂层制备。

优点:热障涂层具有纳米晶粒尺寸以及结构致密。

缺点:工艺复杂,影响涂层性能的因素较多。

4.5.3 电子束物理气相沉积(EB-PVD

原理:EB-PVD采用电子束作为蒸发源,在真空环境表电子束加热融化并蒸发镀层材料,蒸汽以一定的速度在基体表面沉积。

优点:1)涂层致密度更好,耐氧化、抗腐蚀能力显著提高;(2)涂层的表面光洁度高;(3)涂层的参数容易控制;(4)涂层具有更高的应变容限与热循环寿命。

4.5.4 激光重熔

原理:激光重熔是对表面预制的热障涂层进行重熔处理。

优点:使表面获得致密、均匀的柱状晶涂层结构和网状微裂纹,有助于提高涂层的抗热冲击与抗高温氧化能力。

4.6  热障涂层的失效分析

4.6.1 热生长氧化物(TGO

原理:MCrAlY金属粘结层中Al元素会在粘结层与陶瓷层界面处生成致密氧化物,随着热循环的进行,TGOAl2O3)厚度增加,在界面处产生应力集中,易导致TBCs沿TGO的晶界处产生破裂脱离,导致涂层失效。Cr2O3NiO也有同样的危害。

解决办法:改变粘结层成分,加入SiNb等微量元素;采用内层低铝、外层高铝的结构;对粘结层进行预处理,直接制备扩散阻挡层;采用梯度结构;

4.6.2 熔盐沉积腐蚀及杂质冲蚀

原理:常用燃料中含有NaSP等杂质元素,这些杂质元素在高温下生成盐类化合物,然后熔融沉积于叶片表面,填充柱状晶结构柱间的间隙,影响陶瓷层与合金之间的应力释放,从而产生裂纹与破裂。

解决办法:尽量保证涂层内部结构的密实化。

4.6.3 高温烧结与热疲劳

原理:热端部件在高温下易产生烧结作用,导致涂层材料发生相变,体积发生变化导致涂层失效。涂层在温度场下产生热应力,热应力随温度的变化而变化,从而形成疲劳损伤。

解决办法:采用纳米级微粒涂层结构

4.6.4 接触疲劳及残余应力

对于相互接触并承受交变载荷的热端涂层部件而言,相互接触的区域易产生磨损、点蚀、剥落及分层等形式的接触疲劳失效,其影响因素主要是涂层表面粗糙度、致密度、表面微观裂纹及接触应力。残余应力包括热膨胀失配应力、热冷循环淬火应力及相变应力。


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