陶瓷基复合材料涡轮叶盘设计、制备与考核验证

 

美国“IHPTET计划”对SiC/SiC复合材料燃烧室火焰筒和内外衬的演示验证表明：带环境障碍涂层(Environmental barrier coatings，EBCs)的SiC/SiC复合材料在最高温度为Tmax=1200℃的燃烧室环境中，全寿命达t=5000 h，高温工作时间达t=500 h[9]。美国航空航天局(NASA)致力于发展火箭燃料泵的C/SiC涡轮叶盘，盘体直径为19 cm，厚度约为2 cm，测试的涡轮盘转速为n=25000 r/min，该C/SiC涡轮叶盘能够承受T=1093℃的高温，远高于镍合金涡轮叶盘的承受温度(T=649℃)，测试中，涡轮叶盘的叶片出现裂纹，但仍可以继续正常工作，体现出C/SiC涡轮叶盘的可靠性和耐久性[10]。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)发展了一种三维编织C/C涡轮叶盘，内圆和外圆直径分别为180 mm和200 mm，室温环境下涡轮叶盘的转速达到了6000 r/min(叶尖速度为600 m/s)。英国罗罗(Rolls Royce，R&R)公司提出一种分体式陶瓷基复合材料涡轮盘的制备方法，该涡轮叶盘包括多个单独涡轮叶片、涡轮盘外环和涡轮盘体，涡轮盘叶片采用榫槽插接的方式与固定在涡轮盘外环的外沿上。美国通用电气公司(GE)首次将SiC/SiC转动件引入发动机工况最恶劣区域，在F-414涡扇发动机验证机上演示验证了SiC/SiC低压涡轮叶片，试验经N=500个循环，验证了SiC/SiC涡轮叶片的耐高温和耐久性。GE公司提出了分体制备、集成装配的SiC/SiC涡轮叶盘设计方法，中心盘体为金属材料，外沿高温部分采用SiC/SiC涡轮叶片。近年来，中国航发湖南动力机械研究所与西北工业大学合作，在国内率先开展航空发动机用陶瓷基复合材料涡轮叶盘工程化研究，双方在CMCs涡轮叶盘结构设计、材料微细观设计、纤维预制体成型、快速陶瓷化、特种精密加工等开展了一系列研究工作[10]。在武汉理工大学、南京航空航天大学、南昌航空大学等单位协同支撑下，探索了材料性能评价、构件防护、服役环境考核等。罗潇等[11]、Teng等[12]和Wang等[13]于2022年1月1日完成了我国SiC/SiC涡轮叶盘首次试飞，涡轮叶盘性能够满足某航空发动机性能需求。

 

针对SiC/SiC涡轮叶盘设计、制备与试验验证开展研究，采用蛛网仿形SiC纤维预制体作为涡轮叶盘的增强体，预制体表面分别沉积BN界面相及SiC基体，通过“在线加工”的方式对SiC/SiC涡轮叶盘分别进行粗加工和精加工，采用大气等离子喷涂方法制备EBCs，形成满足设计要求的涡轮叶盘。采用CT对SiC/SiC涡轮叶盘进行无损检测，建立涡轮叶盘的三维重构数字模型，表征涡轮叶盘内部缺陷。针对制备的SiC/SiC涡轮叶盘开展性能评价、超转试验、台架试验等考核，进行空中飞行试验，验证SiC/SiC涡轮叶盘的可靠性与耐久性。

 

1.1   纤维预制体设计

某型航空发动机涡轮叶盘具有直径小、转速高、服役环境温度高，同时伴随振动、气流介质冲刷(击)等极端环境条件，而且该涡轮叶盘的服役寿命较长，因此对盘体结构及材料性能提出了很高的要求。研究表明，n=112000 r/min旋转条件下叶轮盘根部和叶片根部的应力分布较集中，应力为σ=200~300 MPa范围。基于涡轮叶盘受力特征，提出将自然界蜘蛛网的高强韧、高损伤容限、协同承载等特性迁移至SiC/SiC整体涡轮叶盘的研究思路。图1是具有蛛网仿生结构的SiC纤维预制体设计方案。在涡轮叶盘径向布置放射状纤维，以承载径向载荷；在涡轮叶盘环向布置圆形或螺旋状连续纤维，旨在负担环向剪切载荷。径向和环向纤维交织成型，完成具有特定空间结构的蛛网仿形预制体。

图  1  SiC/SiC涡轮叶盘SiC纤维预制体设计方案

 

涡轮叶盘预制体采用国产第III代SiC纤维制备，将圆盘内孔设置为编织起始点，径向纱线按照平纹规律作开口运动，环向纱沿环向引入开口中与径向纱交织。环向纱在织物为由内向外连续螺旋状排列，径向纱线采用双列均匀加纱方法引入织物中，与环向纱线勾结交织。涡轮叶盘的主要受力方向为径向，预制体径向纤维比例高于环向纤维。考虑到径向纱线在织物中存在弯曲，径向与环向纤维的比例设计为5∶2。将SiC纤维蛛网仿形预制体单元平铺并堆叠到指定厚度，用模具压紧、定型，然后Z向穿刺缝合得到SiC纤维整体涡轮叶盘预制体。图2给出了定型的蛛网仿生结构涡轮叶盘预制体结构。

 

图  2  蛛网仿生结构SiC/SiC涡轮叶盘预制体定型

 

界面是调节SiC/SiC复合材料纤维和基体之间相互关系进而改善材料力学性能的关键，其成分和结构对界面效能发挥起到至关重要的作用[14-16]。SiC/SiC界面层一般采用热解碳(PyC)或者BN界面[17-19]。考虑到涡轮叶盘的高温使用环境，在SiC纤维表面制备长寿命BN界面相。将SiC/SiC涡轮叶盘纤维预制体放置在化学气相渗透(Chemicalvapor infiltration，CVI)炉内，炉内真空度保持为p=3~50 kPa，升温至T=1000~1200℃；以NH3为氮源，BCl3为硼源，H2为稀释气体，制备预制体BN界面层。NH3、BCl3和H2体积流量分别为f=200、300和800 mL/min，CVI沉积时间控制在t=20~50 h，沉积的BN界面层厚度范围为dBN=10~500 nm。图3为界面层制备及其界面层厚度确认检测结果，BN界面相厚度为dBN=500 nm。

 

图  3  SiC纤维表面BN界面相检测取样及厚度测试

 

在沉积BN界面相的SiC纤维表面采用CVI工艺制备SiC基体。首先将涡轮叶盘SiC纤维预制体放置于CVI炉内，炉内气压保持在p=20~50 kPa，CH3Cl3Si为SiC前驱体，H2和Ar为稀释性气体(H2∶Ar体积比为20∶1)，混合气体流量为f=2000~3500 mL/min，通过鼓泡方式将CH₃Cl₃Si气体导入CVI炉内反应区，炉内温度T=1000~1100℃，单炉次沉积时间t=80~150 h，多次循环致密化沉积SiC基体，当复合材料密度ρ≥2.5 g/cm3后，完成基体的致密化制备。图4为SiC纤维预制体基体致密化示意图。图4(a)给出了预制体沉积SiC基体后的状态，图4(b)为高温模具脱除后的SiC预制体状态，该状态预制体已经具备粗加工条件。基体沉积结束后，对SiC沉积纯度进行检验(图5)。高质量的SiC基体沉积效果能够提高SiC/SiC的力学性能，提升涡轮叶盘结构强度[20]。可以看出，沉积基体主要是SiC，有少量O和B。

 

图  4  SiC纤维预制体SiC基体致密化：(a) 预制体SiC沉积；(b) 高温模具脱除后的SiC预制体

 

图  5  SiC基体沉积纯度检验结果

 

SiC基体硬度仅次于金刚石和立方氮化硼，SiC/SiC涡轮叶盘属于典型的超硬材料加工[21-22]。本文提出了“在线加工”的方案，图6给出了SiC/SiC涡轮叶盘“在线加工”的成型过程：

 

图  6  SiC/SiC涡轮叶盘在线加工成型过程

 

(1) 当SiC/SiC涡轮叶盘密度ρ≥1.5 g/cm3后，采用多轴数控机床对SiC/SiC涡轮盘进行第一次粗加工。在加工过程中，尽量避免破坏SiC预制体铺层结构，使构件近尺寸成型，消除CVI工艺的“瓶颈”效应，加快基体致密化过程。加工完成后，继续基体CVI致密化；

 

(2) 当SiC/SiC涡轮叶盘密度ρ≥1.8 g/cm3后，进行第二次粗加工，加工后的涡轮盘尺寸达到设计要求；

 

(3) 当SiC/SiC涡轮叶盘密度ρ≥2.0 g/cm3后，采用多轴数控机床对涡轮叶盘进行精加工；

 

(4) 当SiC/SiC涡轮叶盘密度ρ≥2.5 g/cm3后，采用化学气相沉积(CVD)工艺在叶盘表面沉积dSiC=50~200 μm的SiC基体，封闭叶盘表面孔隙及缺陷。

 

1.4   SiC/SiC涡轮叶盘EBCs喷涂

SiC基体具有较好的抗氧化能力，但是基体内部的缺陷和裂纹将导致氧气进入复合材料内部，氧化界面相和纤维[23-26]。采用大气等离子喷涂(Atmospheric plasma spraying，APS)方法制备环境热障涂层。

 

制备参数：喷枪功率30~38 kW，等离子火焰气体Ar流量fAr=40 L/min、H2流量fH2

=15 L/min，送粉速率为30 g/min，喷涂距离120~150 mm。在制备EBCs之前，SiC/SiC表面经过水超声清洗、酒精浸泡除污、110℃烘干。

 

图7给出了EBCs的结