陶瓷基复合材料涡轮叶盘设计、制备与考核验证

构形貌，包含3个功能层：(1) CMC表面抗氧化Si层；(2) 抗水氧腐蚀的中间层R2O3·SiO2；(3) 隔热和抗水氧腐蚀表层R2O3·Al2O3，其中R=La/Nd/Sm/Gd/Yb。每层厚度各0.05~0.1 mm，总厚度不超过0.3 mm。

 

图  7  环境障碍涂层(EBCs)截面形貌SEM图像

 

在SiC/SiC表面包裹EBCs，在T=1350℃空气环境中保温t=300 h，自然冷却后，采用三点弯曲测试三件EBCs-SiC/SiC的弯曲强度，与SiC/SiC强度相比，EBCs-SiC/SiC强度保持率达到了91%。图8给出了EBCs-SiC/SiC的载荷-位移曲线。在施加载荷时，位移与载荷基本成正比，当载荷达到材料的极限强度时，材料开始断裂、载荷下降，材料呈韧性断裂而非脆性断裂，这主要是由于SiC/SiC内部的基体开裂、界面脱粘、纤维断裂及拔出等损伤机制的出现导致的[27-28]。试样的断口形貌如图9(a)所示，断口出现明显的纤维拔出现象。若SiC/SiC出现脆性断裂、断口平齐、无纤维拔出现象，载荷-位移曲线的断裂段呈垂直下降。在T=1350℃空气气氛保温t=300 h后，样品的截面形貌如图9(b)所示，EBCs基本完整，与基体结合致密，对基体起到了良好的保护作用，使基体断裂时SiC/SiC呈现韧性特征。对比图9(a)和图9(b)，EBCs内部在T=1350℃空气气氛保温t=300 h的过程中，中间层R2O3·SiO2与表面层R2O3·Al2O3发生化学反应，通过XRD分析，产物是钇铝石榴石，即图9(b)表面层的白色块状体。

 

图  8  EBCs-SiC/SiC经过1350℃空气气氛保温300 h的三点弯曲载荷-位移曲线

 

图  9  EBCs-SiC/SiC三点弯曲后断口形貌 (a) 和截面形貌 (b)

 

将EBCs-SiC/SiC用燃气烧蚀，燃料为丙烷，纯氧为助燃剂，火焰温度T=1700℃以上。用红外测温仪监测涂层表面温度，从加热到恒温共t=5 min，然后用高压空气冷却至T=300℃以下，一次循环总时间t=7 min(图10(a))。经过N=2000次循环后，涂层基本完整，没有明显裂纹或脱落现象。图10(b)为EBCs-SiC/SiC表面烧蚀N=2000次后的外观和温度曲线。

 

图  10  EBCs-SiC/SiC表面烧蚀温度曲线 (a) 和表面烧蚀2000次后的外观形貌 (b)

 

1.5   SiC/SiC涡轮叶盘CT检测

在SiC/SiC构件制备过程中，基体内部存在缺陷或孔隙，影响结构件的力学性能[29]。采用CT对SiC/SiC涡轮叶盘进行无损检测，检测设备为nanoVoxel-4000(开管反射式显微CT)系统，采用Avizo软件对涡轮叶盘进行三维(3D)数字化重构，表征SiC/SiC涡轮叶盘缺陷，为涡轮转子性能评价与寿命预测提供支撑。

 

CT测试在450 V-CT检测系统上进行，系统最大穿透深度为40 mm等效钢，最小分辨率达到30 μm。数据后处理软件选用Avizo。图11给出了SiC/SiC涡轮叶盘CT检测图。叶盘内部以孔缺陷为主，孔隙率达到了2.1%。图12给出了采用Avizo软件3D重构SiC/SiC涡轮叶盘的数字化模型。研究表明：(1) 小于30 μm的孔缺陷最多，占到孔缺陷数据的11%；(2) 40 μm的孔缺陷为5%；(3) 大于100 μm的孔缺陷占到3%左右。

 

图  11  SiC/SiC涡轮叶盘CT检测图

 

图  12  SiC/SiC涡轮叶盘CT数据3D重构分析

 

从各类缺陷分布情况看，小于40 μm的缺陷主要分布在盘体区域，而60%的大于40 μm的大缺陷分布在叶片或叶尖位置。

 

针对制备的SiC/SiC涡轮叶盘，开展性能评价、超转试验、台架试验考核等，获取SiC/SiC涡轮叶盘的性能指标，验证其使用阶段的可靠性与耐久性。

 

2.1   性能评价

图13给出了SiC/SiC复合材料在高温T=1400℃真空环境下的拉伸应力-应变曲线。初始加载应力-应变曲线呈线弹性，复合材料内部无损伤出现，随着应力增加，由于SiC基体断裂应变低于SiC纤维，基体首先出现裂纹[30]。基体裂纹密度随着应力增加而增加[31-32]，当σ=316 MPa时，拉伸应力-应变曲线发生偏转，基体裂纹和界面脱粘损伤机制的出现是SiC/SiC复合材料呈非线性的主要原因[33]，随着应力继续增加，拉伸应力‒应变曲线呈二次线弹性，基体裂纹密度趋于饱和[34]，纤维随着应力增加逐渐失效，当纤维断裂概率达到临界值时[35-36]，复合材料拉伸断裂。SiC/SiC的拉伸断裂强度为σuts=395 MPa，断裂应变为εf=0.62%。

 

图  13  SiC/SiC在1400oC真空环境下的拉伸应力-应变曲线

 

图14给出了SiC/SiC涡轮叶盘性能评价思路与方法，首先采用涡轮叶盘随炉取样的方法，在SiC/SiC涡轮叶盘的外侧选取圆环状试样(图14(a))，在圆环水平两侧加工缺口(图14(b))，通过加载测试(图14(c)和图14(d))，获得SiC/SiC涡轮叶盘环形试样的极限断裂载荷。采用有限元仿真获得涡轮叶盘的极限断裂强度为σuts=301 MPa(图14(e))。通过有限元仿真获得SiC/SiC涡轮叶盘的破裂转速，图14(f)给出了转速为n=148000 r/min时SiC/SiC涡轮叶盘的应力分布，轮心孔应力最大处为σ=301.95 MPa，对应的SiC/SiC涡轮叶盘破裂转速为n=148000 r/min。

 

图  14  SiC/SiC涡轮叶盘性能评价方法：(a) 随炉圆环试样；(b) 缺口圆环试样；(c) 拉伸断裂测试；(d) 断裂试样；(e) 有限元仿真缺口圆环试样断裂；(f) 涡轮叶盘应力分布

 

2.2   室温超转试验考核

在室温环境下，对SiC/SiC涡轮叶盘开展破裂转速的考核试验。试验过程中，为了表征叶盘内部损伤，在不同转速下测量轮盘和叶片固有频率，进行CT无损监测(图15)。在室温超转试验过程中发现：

 

图  15  SiC/SiC涡轮叶盘超转实验：(a)旋转试验台；(b) CT检测系统；(c) 涡轮叶盘试验件；(d) 激光测频系统

 

(1) 当SiC/SiC涡轮叶盘的试验转速为n=20000、40000、50000、60000、70000、75000、80000、85000、90000、95000、98000 r/min时，轮盘振动较小，超转目视未发现涡轮叶盘的明显缺陷；

 

(2) 当转速达到n=104166 r/min时，出现叶片飞断现象(图16(a))；

 

图  16  SiC/SiC涡轮叶盘室温超转试验结果：(a) 叶片飞断；(b) 超转破坏后的残骸；(c) 碎块体视镜照片；(d) 碎块体扫SEM图像

 

(3) 去掉飞断的叶片，对涡轮叶盘重新进行动平衡，将重新平衡后的涡轮叶盘安装到气动试验台上开展超转试验，当转速达到n=108072 r/min时，轮盘发生破坏(图16(b))。

 

由于SiC/SiC涡轮叶盘采用SWS编织工艺，叶盘厚度方向由多层纤维束铺层堆叠而成，然后采用Z向穿刺、缝合和模压完成预制体定型，再采用CVI工艺对涡轮叶盘预制体致密化，最后在多轴数控机床上采用特种刀具进行机械加工。其中，Z向穿刺缝合工艺使SiC/SiC涡轮叶盘出现大量缝合孔，分布于叶片、盘体及叶片与轮盘的连接部位等。缝合孔的存在降低了SiC/SiC涡轮叶盘的局部承载能力，尤其对于承载面积较小的涡轮叶片，缝合孔的存在会导致应力集中[37]，降低了叶片的有效承载面积，提高了叶片的应力水平，同时部分叶片径向纤维束被机械加工切断，导致叶片首先发生断裂破坏的现象。

 

图16(c)给出了叶盘碎块的体视镜照片。涡轮叶盘的子午断面呈现纤维的分层编织结构。图16(d)为叶盘碎块的SEM图像。涡轮叶盘的子午面断口可见大量的径向纤维束、一簇扭曲的盘轴向纤维束和大量空隙，叶盘弦向和径向的纤维拔出断口，断口平整。叶盘内部的缺陷导致基体裂纹在较低应力下出现萌生，当裂纹扩展到纤维时沿BN界面相发生偏转，径向纤维承担了叶盘的离心载荷，断裂纤维通过界面相进行了载荷传递，基体开裂、界面脱粘及径向纤维的拔出提高了叶盘结构的损伤容限能力。

 

在逐级增加转速的过程中，测量了叶片固有频率随转速变化的关系，固有频率的变化能够表征其内部损伤程度[38]。Guo等[28]通过声发射和固有频率监测了SiC/SiC复合材料的拉伸损伤，建立了复合材料固有频率、模量、界面脱粘比及纤维断裂概率之间的关系，发现当固有频率衰退4%时，其模量衰退47%，界面脱粘比达到0.8，纤维断裂概率达到2.2%。定义叶片的三阶固有频率，分别为f1、f2和f3，当转速为n=98000 r/min时，叶片固有频率相对n=0时的固有频率变化量Δf为

 

Δf=max1⩽n⩽3Δfn

(1)

表1为叶片固有频率衰退范围的统计表。可知，当转速达到n =98000 r/min时，SiC/SiC涡轮叶盘内部损伤程度较低。通过叶片固有频率下降趋势，当固有频率下降5.5%时，叶片发生断裂；当固有频率下降5%时，涡轮叶盘静强度失效。

 

表  1  叶片频率衰退范围统计表

Table  1.  Statistical of blade frequency degradation range

Degradation range Number of blades

0.0%-0.5% 0

0.5%-1.0% 0

1.0%-1.5% 4

1.5%-2.0% 13

2.0%-2.5% 2

2.5%-3.0% 2

3.0%-3.5% 2

3.5%-4.0% 0

4.0%-4.5% 0

4.5%-5.0% 1

2.3   发动机台架试验考核

通过台架试车试验，能够暴露航空发动机设计阶段存在的问题，验证SiC/SiC涡轮叶盘的性能与可靠性[39]。对整体涡轮叶盘进行装配，开展发动机整机试车试验验证(图17(a)和图17(b))。

 

图17 (a) 发动机试车台；(b) 安装在发动机内的SiC/SiC涡轮叶盘；(c) SiC/SiC原始涡轮叶盘；(d) EBCs-SiC/Si