航空發動機可磨耗封嚴涂層技術研究及性能評價

張俊紅,魯　鑫,何振鵬,王志平

(1 天津大學 內燃機燃燒學國家重點實驗室，天津 300072;2 天津大學仁愛學院，天津 301636;3 中國民航大學,天津 300300)

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航空發動機可磨耗封嚴涂層技術研究及性能評價

張俊紅1，2,魯鑫1,何振鵬1,王志平3

(1 天津大學 內燃機燃燒學國家重點實驗室，天津 300072;2 天津大學仁愛學院，天津 301636;3 中國民航大學,天津 300300)

綜述了國內外封嚴涂層的研究現狀，介紹了航空發動機封嚴涂層的結構和應用特點，重點討論了可磨耗封嚴涂層性能評價和技術研究現狀。比較了各種涂層材料、評價方法的優勢與不足，指出了可磨耗封嚴涂層的應用潛力及研究發展方向。提出了我國在可磨耗封嚴涂層技術研究及性能評價方面今后的發展方向，即涂層制備方法、結構研究、高溫涂層研究和仿真技術等。

航空發動機；封嚴涂層；性能評價

航空業發展對世界政治、軍事、經濟以及人們生活有著重要影響。航空發動機作為飛機動力裝置，對飛機的性能有著決定性的影響。隨著航空技術的發展，對航空發動機效率的要求不斷提高。封嚴涂層作為發動機重要技術，可改善發動機氣路密封性，提高發動機性能，降低油耗。開展封嚴涂層技術研究對推動我國航空工業發展，繼而推進國民經濟發展和國防事業進步有著極其重要的意義。

隨著能源危機加劇，提高發動機效率、降低油耗成為了目前航空發動機的研究熱點之一[1]。研究表明，葉尖間隙對壓氣機和渦輪效率、發動機功率和油耗率有重要影響。降低葉尖間隙是提高發動機效率、降低油耗的有效方法[2,3]。由于發動機轉子及機匣材料熱膨脹差異、葉片伸長效應、零件加工誤差、裝配公差、零部件振動引起的位移和變形等因素的影響[4]，導致發動機轉子和靜子之間間隙過小，引起轉子和靜子的刮擦磨損及機匣、葉片的損傷，嚴重時甚至會導致發動機出現重大故障，因此，葉片和機匣的間隙不能太小。為提高發動機效率，保護葉片和機匣不受刮擦損傷，在航空發動機氣路密封的設計與開發中引入“可磨耗”封嚴涂層，維持最小氣路間隙以提高發動機性能。

近幾十年來，國內外對封嚴涂層進行了深入研究，在封嚴結構、封嚴涂層應用、涂層材料制備及噴涂方式、封嚴涂層性能評價等方面取得了一系列成果。本文對近幾十年來封嚴涂層在上述研究方面取得的成果進行綜述，指出封嚴涂層的應用潛力及研究發展方向。

1　可磨耗封嚴涂層在航空發動機中的應用及影響

1.1可磨耗封嚴涂層的應用

涂層技術從20世紀50年代應用于航空發動機，到70年代已具有較大規模。1975年，美國P&W公司的發動機有2800個零件采用涂層技術。英國Rolls-Royce公司斯貝發動機采用8種熱噴涂涂層，用于近200個零件[5]。目前，已有20多種適用于不同部位、不同溫度要求的可磨耗封嚴涂層粉料(表1為典型可磨耗封嚴涂層種類和應用[3，5，6])。一個新型航空發動機需要噴涂部件達3000多處。國內對封嚴涂層的研究始于20世紀70年代后期，在引進國外粉料基礎上自行研制了一批封嚴涂層，在應用中取得了良好效果。

表1　可磨耗封嚴涂層材料種類及應用[3,5，6]

封嚴涂層主要有以下優點：(1)施工方便，不需要二次釬焊；(2)厚度可控制；(3)維護簡單；(4)選材廣泛，適用于各種發動機不同工況封嚴要求；(5)能提供優良可磨耗性及耐氣流沖蝕性的涂層；(6)涂層性能可通過熱噴涂工藝方法及參數來調整；(7)可用于調整發動機裝配偏心，補償加工公差；(8)可吸收轉子或靜子部件熱膨脹錯配，并為機匣提供熱障。

根據可磨耗封嚴涂層應用的部件和溫度，可將封嚴涂層分為三類[11](圖1)：(1)低溫封嚴涂層，其工作溫度低于400℃，主要應用于低壓壓氣機封嚴，低壓壓氣機常用的涂層采用耐熱度350℃的鋁硅-聚苯酯封嚴涂層；(2)中溫封嚴涂層，工作溫度在400～800℃之間，在高壓壓氣機和低壓渦輪中有所應用，高壓壓氣機常見的涂層是耐熱度為480℃的鎳-石墨涂層；(3)高溫封嚴涂層，工作溫度在800℃以上，主要應用于高壓渦輪封嚴，高壓渦輪封嚴采用耐熱度為1100℃鎳鎘鋁釔涂層[6]。渦輪部件工況環境苛刻、溫度高，研發高溫封嚴涂層成為封嚴涂層研究的重點。新一代航空發動機中，封嚴涂層使用溫度為300～1200℃，最高可達1350℃。這對發動機關鍵零部件封嚴涂層的高溫防護、封嚴、耐磨損等性能提出了新的要求。

圖1　封嚴涂層及葉片使用溫度和主要成分[11]Fig.1　Operation temperature and major components of abradable coatings and blade[11]

在高于1100℃的使用條件下，常用的金屬基封嚴涂層材料已經不能滿足要求，為適應高溫需求，具有更高使用溫度的陶瓷基高溫可磨耗封嚴涂層成為國內外研究的熱點。陶瓷的高溫力學性能和化學穩定性均優于金屬材料，高壓渦輪段多采用等離子噴涂氧化釔穩定氧化鋯(Yttrium Stabilized Zirconia，YSZ)陶瓷涂層作為氣路密封材料[7]，然而起穩定作用的Y2O3容易析出，使ZrO2隨之發生相變，相變伴隨的體積變化會使涂層發生開裂甚至剝落，嚴重影響其使用性能。為此，Sulzer，Metco和GE公司對3種不同穩定劑穩定ZrO2可磨耗封嚴涂層的性能進行比較，結果表明，DySZ體系封嚴涂層性能優于YbSZ，YbSZ優于YSZ[8]。為進一步改善陶瓷涂層與金屬基材的物理相容性，一般需在基材與涂層間加一黏結層。為提高陶瓷涂層的抗熱震性，西門子公司設計了雙陶瓷層涂層結構，在MCrAlY黏結層與YSZ(>8%)-聚酯YbSZ(>8%)-聚酯陶瓷層之間添加了YSZ(8%)-聚酯中間過渡層，制備成金屬/陶瓷混合層或金屬/陶瓷多層復合結構，在1200℃下的測試結果表明其性能明顯優于MCrAlY/YSZ(YbSZ)-聚酯結構。國內外對高溫和超高溫封嚴涂層進行相關探究，Metco公司對二元/三元稀土氧化物摻雜氧化鋯作為基體進行研究，結果表明其工作溫度超過1200℃[9]；北京航空航天大學郭洪波等[10]研制了一種超高溫BaPr2Ti3+xO10+y可磨耗封嚴涂層，該涂層采用層狀結構，與ZrO2-gO-藻土、多孔ZrO2等封嚴涂層相比，具有更好的可磨耗性能、抗沖刷以及抗熱沖擊性能。此外，隨著熱噴涂技術的不斷發展，具有優良抗熱震性能的陶瓷基高溫可磨耗封嚴涂層也有極大的發展潛力和應用前景。

目前，質量更輕、性能更優良的SiC纖維增強SiC陶瓷基復合材料(Ceramic Matrix Composite，CMC)已應用于發動機，為適應材料發展需要，研制以CMC復合材料為基體的新型可磨耗封嚴涂層也成為研究熱點。 Strangman等[12]提出一種基于CMC基體可磨耗封嚴涂層體系，該體系由黏結層、功能層和可磨耗面層組成。而國內對CMC基體可磨耗封嚴涂層研究相對較少。因此，研制與CMC基體匹配可磨耗封嚴涂層也成為國內可磨耗封嚴涂層的重要研究方向。

總體來看，大部分高溫封嚴涂層尚未成熟，其安全性、可靠性都還需要通過進一步驗證，尤其是國內高溫封嚴涂層仍處于研制階段。隨著航空發動機技術的發展，高溫封嚴涂層將具有更為廣闊的應用前景。

1.2可磨耗封嚴涂層的影響

航空發動機封嚴密封特性對發動機性能具有極為重要的影響。提高封嚴裝置性能、減少泄漏量、確保在更惡劣工作環境中延長壽命，對降低發動機耗油率(Specific Fuel Consumption,SFC)和減少使用成本有非常重要作用。封嚴技術改進帶來的具體效益為[13]：(1)飛機大發動機直接使用費用減少3%，支線飛機發動機直接使用費用減少5%；(2)發動機耗油量降低10%以上；(3)發動機NOx的排放量減少50%以上；(4)機場噪聲降低7dB；(5)發動機喘振概率降低，提高其運行穩定性；(6)葉片可靠性和壽命提高。

航空發動機的氣路密封，將直接影響發動機增壓比和渦輪效率。通過間隙控制可以提高發動機的運行效率、降低油耗，同時保障其可靠性及穩定性。過小的徑向間隙會導致葉片和機匣出現碰摩，降低葉片和機匣壽命，嚴重時會造成發動機故障，這是因為[14,15]：(1)發動機葉片和機匣熱膨脹系數不同；(2)發動機高速運轉時，葉片產生伸長效應；(3)發動機工作時振動引起零件變形；(4)工況變化及其他外界干擾導致的其他機械變化。

航空發動機設計和制造時在葉尖與機匣之間要預留2～3mm的間隙。間隙過大會導致氣體大量泄漏,降低發動機效率，而封嚴材料應用有助于將間隙減小到最低限度。目前國內外開展間隙對發動機效率和燃油消耗影響研究，文獻[16]發現，油耗費用占航空發動機直接運行費用的53%，葉尖漏氣損失約占發動機整機損失10%～40%，典型發動機的高壓渦輪葉尖間隙每減小0.13～0.25mm，油耗可減少0.5%～1%，發動機效率可提高2%左右。文獻[2]指出，如果葉尖間隙Δ與葉片長度L比值(Δ/L)每增加1%，大直徑風扇壓氣機效率損失則增大2%，低壓或高壓渦輪機效率損失則增大1%～3%。一臺典型發動機高壓渦輪葉尖氣路間隙減少0.254mm，效率可提高約1%，壓氣機徑向間隙增加0.076mm，耗油率增加約1%。文獻[17]指出，典型發動機高壓渦輪葉間隙若平均減少0.1245mm,渦輪效率可提高約1%，如果渦輪徑向間隙增加0.127mm,單位耗油量就增大約0.5%(圖2)。2001年GE公司通過間隙控制提高燃氣渦輪發動機性能，平均每個氣路密封部位降低熱耗0.2%～0.6%，功率輸出提高0.3%～1%[18]。所以，應用可刮削封嚴涂層可以顯著改善發動機效率，同時降低油耗[19,20]。根據臺架實驗顯示：相較于沒有噴涂封嚴涂層發動機，使用封嚴涂層發動機在200h中油耗降低了3600kg[21]；在比油耗相同條件下，使用封嚴涂層可以提高2.5%推力比[22]。2002年英國Rolls-Royce公司確認，封嚴材料(涂層)應用至少降低0.5%推力比油耗，每臺Trent500型發動機由于降低葉片磨損而延長服役壽命，直接獲得87000～232400英鎊收益[23]。

圖2　徑向間隙(a)和耗油率(b)與部件效率的關系[4]Fig.2　The influence of the clearance(a) and specific fuel consumption(b) to the efficiency loss[4]

2　封嚴涂層的結構

封嚴涂層的主要結構形式有單層結構、雙層結構、多層結構和梯度結構[24]。最初采用的單層結構封嚴涂層是將復合材料制成涂料直接噴涂到機匣上，然而該結構的涂層和基體熱膨脹系數相差較大，涂層在熱循環下易發生脫落。為緩解涂層循環熱應力，在涂層和基體之間加入一層合金黏結層[25]，涂層結構由面層和黏結層構成。在涂層的面層中存在著孔隙結構以提高封嚴涂層的刮摩性(圖3(a))，圖3(b)為鋁硅聚苯酯涂層的結構[26]。

圖3　封嚴涂層的組織[26]　(a)封嚴涂層面層；(b)鋁硅聚苯酯涂層Fig.3　Microstructures of abradable coatings[26] 　(a)abradable coating;(b)AlSi-polyphenyl ester coating

隨著航空發動機工作溫度不斷提高，可磨耗封嚴涂層工作條件更加惡劣，為提高涂層高溫下力學性能和抗氧化性，延長涂層使用壽命，未來封嚴涂層的結構設計向梯度結構發展，涂層的化學成分和材料性能，沿著涂層厚度方向連續變化，能進一步緩解涂層之間的熱應力，實現涂層與基體材料性能的最佳匹配，由于目前技術所限，很難使梯度層材料性能沿厚度方向連續變化。另一方面，通過控制封嚴涂層的孔隙結構和孔隙率大小，同時提高封嚴涂層隔熱性能和高溫可磨耗性，實現封嚴涂層的多功能化，使其在高溫下具有良好隔熱性能和可刮削性。

3　封嚴涂層材料及其制備方法

3.1封嚴涂層材料

封嚴涂層位于發動機壓氣機和渦輪機匣上，所處位置和功能決定其要在高溫和高速氣流沖刷的條件下工作。航空發動機工作過程中，葉尖對可磨耗涂層的磨損機制非常復雜，包括切削、涂抹、黏附轉移、破碎、熔融、腐蝕及氧化等。理想情況下，封嚴涂層需要良好可磨耗性，以保證涂層不能磨損葉尖，但同時又要保持足夠的硬度以防止高溫氣流及其攜帶顆粒沖蝕。這一相互矛盾的性能要求也使得其開發者能夠相對自由的選擇不同成分配比。同時，其必須具備良好的抗氧化腐蝕、抗熱震性、抗自燃、自潤滑性能等特性。為滿足以上需求，可磨耗封嚴材料大多由一定比例的金屬相和具有自潤滑作用的非金屬復合材料組成[27,28]。

封嚴涂層大多選用復合材料，主要成分是金屬相，非金屬相和孔隙[29]。其中金屬相具有可噴涂性、結合強度、抗氧化、抗沖蝕性等性能，而且能提高抗腐蝕性能。常用有鎳、鈷、銅、鋁等及其合金。非金屬相提供減磨、抗黏著、可磨耗性和自潤滑性能，如石墨、聚苯酯、硅藻土、膨潤土、六方氮化硼等[30]；這些非金屬相大多具有較低的硬度、剪切強度和摩擦因數[31]。孔隙能夠使涂層發生適應性形變，可以降低涂層硬度，減少涂層向葉片轉移量[26]，提高涂層密封性能，使涂層更易被葉片刮削。目前航空發動機上應用的封嚴涂料及其特性如表2所示[6]。

表2　可磨耗封嚴涂層的型號及性能[6]

Note：F-flame spraying；P-plasma spraying；M-Metco company in America；A-Amdry company in America；KF-Beijing general research institute of mining and metallurgy；CM-institute of process engineering in chinese academy of sciences；AHB and BKHA-the product model of abradable coating in Russia；HR15Y-one type of Rockwell hardness.

目前國外已經研制20多種封嚴材料，這些材料應用于發動機不同的部件，能夠滿足不同溫度和工況要求[32]。根據中國工程材料使用手冊可知，典型的封嚴涂層材料有Metco307NS鎳包石墨涂層，Metco601NS鋁硅聚苯酯涂層，Metco203NS氧化釔-氧化鋯涂層等。我國早期在引進國外粉末，按照國外標準噴涂的基礎上自行研制了CM46鎳鉻鋁硅藻土，KF118鎳鉻鋁石墨等封嚴涂層，取得了一定的效果[33]。圖4為封嚴涂層粉末的結構[34]。但總體來說，我國自行研制的涂層無論從性能還是適用范圍相較于國外有著一定差距。

圖4　封嚴涂層粉末組織[34]　(a)NiAl；(b)AlBNFig.4　Microstructures of powder of abradable coatings[34] 　(a)NiAl；(b)AlBN

發動機工作溫度的不斷提高對封嚴涂層材料提出了更高的要求，國外在這方面已經進行了大量研究，并且在封嚴涂層噴涂結構和材料方面有新的進展，Strangman研制了新型網狀結構的YSZ封嚴涂層[12]。國內目前也有學者開始了該方面的研究，楊偉華[35]在K77基體上制備有3層結構MCrAlYs高溫封嚴涂層，并研究噴涂功率對其基本性能影響；程旭東[36]用等離子噴涂法制備了P7268涂層(圖5)，并對其高溫下穩定性及抗熱震性進行測試，結果證明其能在高溫下穩定工作。

圖5　P7268涂層的蜂窩狀結構 [36]Fig.5　Honey comb structure of coating P7268 [36]

3.2封嚴涂層常用的制備方法

目前封嚴涂層主要制備方式是熱噴涂。熱噴涂是指細微而分散的金屬或非金屬涂層材料，以熔化或半熔化狀態，沉積到經過制備基體表面，形成某種噴涂沉積層的一系列過程。它是利用某種熱源(如電弧、等離子噴涂或燃燒火焰等)將粉末狀或絲狀金屬或非金屬材料加熱到熔融或半熔融狀態，借助焰流或壓縮空氣以一定速度噴射到預處理的基體表面，沉積形成具有各種功能的表面涂層的一種技術。熱噴涂技術具有操作靈活、效率高、工序少等優點，廣泛應用于航空工業中，其可分為火焰噴涂、電弧噴涂、常壓等離子噴涂(Air Plasma Spraying，APS)、低壓等離子噴涂(Low Pressure Plasma Praying，LPPS)、超音速火焰噴涂、爆炸噴涂等。在封嚴涂層中最常用的噴涂方式是等離子噴涂和火焰噴涂。

(1)等離子噴涂：等離子噴涂方式主要有可控氣氛等離子噴涂、大氣等離子噴涂、穩定液態等離子噴涂等。其原理是氣體通過壓縮電弧形成高溫等離子體[37]，利用等離子火焰將涂層粉末熔化而形成涂層。該噴涂方法利用高速飛行熔融或半熔融態粒子撞擊變形后疊加形成涂層，其表面粗糙度低，顯微組織呈片層狀，孔洞較多。等離子噴涂廣泛應用在航空發動機涂層制備中。

(2)火焰噴涂：火焰噴涂的原理是氧與燃料以高速、高壓噴入燃燒室，燃燒后產生2727℃高溫和1500m/s高速膨脹氣流，噴涂粉末送入氣流中，粉末顆粒被加熱并被加速噴射到基體上，得到高質量涂層[38]。

火焰噴涂成本低，可以適用于各種金屬、非金屬基體，對基體的影響小，故廣泛應用與涂層制備中，但是火焰噴涂制備涂層結合性能較低，難以承受復雜的交變載荷。

隨著科技發展，對封嚴涂層質量要求越來越高，為克服傳統等離子噴涂和火焰噴涂的涂層易氧化缺點，增強涂層與基體結合性能，近年來在其基礎上發展低壓等離子噴涂、爆炸噴涂、超音速火焰噴涂等新技術。

(1)低壓等離子噴涂：噴涂全過程都是在抽氣真空的容器中進行，在噴涂早期抽氣，把壓力降到1.33Pa左右。降低氧氣壓力的同時，將惰性氣體壓力調整到2664～105Pa進行噴涂[39]。低壓等離子噴涂避免粉末在噴涂過程中被氧化，射流被拉長膨脹，具有更高速度，提高噴涂效果，被應用于合金-氧化物封嚴涂層的噴涂中。

(2)爆炸噴涂：爆炸噴涂由美國UCC公司研制成功，在航空航天領域有著廣泛的應用[40]，是目前噴涂速度最高的一種噴涂工藝。首先它將乙炔氣及氧氣通入噴槍，同時用氮氣將噴涂粉末送入噴槍，點燃后產生突發性爆炸，生成爆炸沖擊波來加熱涂層粉末，并以500～800m/s速率噴向工件表面形成涂層。其制備涂層致密度高、結合性能好，然而由于爆炸不連續，故其效率偏低。

(3)超音速火焰噴涂：它將丙烷或氫氣、丙烯等與氧氣混合并燃燒以便將涂層粉末(金屬粉末或碳化物)預熱并以約300～500m/s的超音速噴向工件表面形成涂層。其最大優勢是低溫超音速[41]，制得涂層結合強度高，氧化物少，孔隙率低。在高溫封嚴涂層制備中有良好的應用前景。

隨著封嚴涂層技術不斷發展，對涂層噴涂技術的要求越來越高，先進噴涂方式將會應用到封嚴涂層的制備中，對噴涂工藝參數選擇和噴涂過程控制成為目前封嚴涂層制備技術的一個研究熱點。

4　封嚴涂層性能的評價方法

可磨耗封嚴涂層性能的系統評價已成為涂層研制和發展的重要組成部分，也是制約封嚴涂層技術發展的瓶頸之一。可磨耗封嚴涂層的性能評價方法包括涂層的使用情況和涂層性能兩個方面[42]。封嚴涂層性能評價需要綜合多方面的指標，主要有可磨耗性、抗沖蝕性、涂層與基體的結合強度、抗熱震性、化學穩定性等，以及低摩擦因數、耐蝕性和整體強度。大量學者從實驗、理論、仿真等方面針對這些指標開展了研究，取得了一定的研究成果。

4.1可刮削性

可刮削性是指封嚴涂層與葉片發生刮擦時涂層的被磨耗能力，也稱為“可磨耗性”。是評價封嚴涂層性能的關鍵指標。對于可刮削性的最基本要求是封嚴涂層優先被刮削，葉片不磨損或者少量磨損，刮削時摩擦副的能量損失小。可刮削性反映了摩擦副的系統特征，不僅與葉片和封嚴涂層的理化性能和力學性能密切相關，也受載荷、刮削速率、環境和溫度等一系列因素影響。

評價封嚴涂層的刮削性能經過了漫長的發展過程，總體而言可以分為：單一的力學性能測試—普通的摩擦磨損實驗-刮削式摩擦磨損實驗—模擬工況的摩擦式實驗。早期評價封嚴涂層可刮削性能的方法有劃痕法，劃痕硬度法，車削法等，其原理和特點如表3所示[42]。

表3　早期評價封嚴涂層刮削性能方法[42]

原始的刮痕法用硬度來評價封嚴涂層的可刮削性，即硬度越低，涂層可刮削性越好。在實際服役過程中，封嚴涂層受到氣流的強烈沖蝕，故要求涂層有足夠的硬度抵抗沖蝕，單純用硬度評價涂層的可刮削性已經不能滿足評價的需求，目前常用的定量評價封嚴涂層可刮削性的性能指標主要有以下幾種：

(1)磨損質量比：指封嚴涂層與葉片刮摩一段時間之后，封嚴涂層磨損質量與葉片磨損質量之比：

(1)

式中：ΔWs為涂層磨損質量；ΔWb為葉片磨損質量。n值越大，說明封嚴涂層的可刮削性越好，由于測量方便，計算簡單，因而得到了廣泛的應用。

(2)能耗：指葉片刮削涂層時消耗能量，一般采用等效摩擦功作為評判依據。該指標需要測量高速刮擦中的扭矩和轉速，該方法適用于涂層葉片連續刮削情況，不適用于斷續刮削。

(3)磨損機理圖：磨損機理圖包含磨損機理、葉片磨損量、刮擦線速度、入侵速率等信息，內容直觀、信息量大，對于封嚴涂層可刮削性評價十分適用，然而繪制磨損機理圖需大量實驗數據，故在科研中應用較少。

隨著技術的發展，試驗機模擬成為評價封嚴涂層可刮削性重要手段。美國NASA Lewis研究中心研制成了模擬葉片蓖齒的試驗臺架，Bill等[43]利用該臺架對多種封嚴涂層進行研究，對影響刮擦性能因素進行了分析；美國的PWA公司研制了高速刮擦裝置，以刮擦能量學為研究內容，測定刮削時能耗和溫度分布，通過運動鰭片模型計算葉片、封嚴涂層的能量分數，研究刮擦速度和入侵速率等一系列因素對封嚴涂層可刮削性的影響[44]。Yi 等[45]分析M313，M310等幾種封嚴涂層的摩擦行為和可刮削性，并對其進行排序。Sulzer公司和Metco公司[46]制造了一種模擬性更好的可磨耗試驗臺，工作原理與磨耗試驗機類似，葉尖線速度為150～500m/s，切削涂層速度為1.5～3000μm/s,在 1200℃以下溫度范圍內可加熱試樣。Stringern和Marshal[47]用高速實驗臺對封嚴涂層刮削性能進行了進一步的研究，分析不同測試條件下涂層的磨損，磨損模式與實際發動機涂層磨損形式能較好吻合。表4列出了國外高速刮擦實驗臺架主要參數和評價方法[4]。

表4　高速刮擦試驗臺架主要參數及評價指標[4]

Note:Ft-skiving force;Fn-normal force;Tb-the surface temperature of blade;Ts-the surface temperature of abradable coating;M-the mass of chip.

20世紀90年代，西安交大等單位采用M-200磨損試驗機研究多種中溫封嚴涂層在不同載荷下可磨耗性及磨損機理[48]。陸明珠等[49]利用自制電子沖擊刮削試驗機，對封嚴涂層進行了可刮削性測試，得到刮削載荷-位移曲線，對封嚴涂層可磨耗性和結合性能進行評價。中科院金屬研究所高禩洋等[50]利用單擺沖擊劃痕法研究了三種封嚴涂層的沖擊刮削性能，通過比能耗曲線判斷其刮削性能，同時，已完成高速/高溫多功能摩擦磨損試驗機研制,并利用該試驗機對封嚴涂層的可刮削性進行了相關研究。

近些年來，數值模擬技術開始應用在封嚴涂層可刮削性研究中：Legrand等[51]在本構力學的基礎上對葉片刮削封嚴涂層的過程進行了仿真模擬，分析轉動頻率等因素對涂層磨損的影響。Batailly等[52]建立了葉片三維有限元模型，通過數值模擬計算分析封嚴涂層可刮削性，研究了涂層力學性能對間隙變化影響。總之，數值模擬技術在評價封嚴涂層可刮削性方法中占有越來越重要地位。

通過對比國內外封嚴涂層可刮削性研究發展及成果，國內在實驗臺架的功能和實驗方法的選擇上與國外有著巨大的差距，尤其是在封嚴涂層可刮削性的表征判斷和評價判據上，目前國內對其研究仍處于初級階段，實驗條件與工況差距大，得到結論說服力不夠。因此，系統深入開展模擬工況下封嚴涂層可刮削性實驗方法及判據研究十分必要，同時應開展對封嚴涂層可刮削性的數值模擬研究。

4.2抗沖蝕性

飛機飛行時，封嚴涂層會受到氣流和砂礫強烈沖刷，導致封嚴涂層產生沖蝕磨損。因此，要求封嚴涂層有抵抗沖蝕的能力。可磨耗性和抗沖蝕性其實是矛盾的，目前，如何平衡可磨耗性和抗沖蝕性成為了封嚴涂層的一個重要研究課題[53]。

影響沖蝕磨損因素有磨粒尺寸、沖蝕角、磨粒速率、沖蝕時間、環境溫度、被沖蝕材料硬度、加工硬化和材料顯微結構等。沖蝕磨損率是衡量沖蝕磨損的關鍵指標，包括質量沖蝕磨損率和體積沖蝕磨損率，考察磨損率的方法是在實驗結束后進行測量，拍攝SEM照片考察靶材的微觀變化，對靶材的外觀進行比較分析。由于封嚴涂層的沖蝕磨損是復雜動態物理過程，磨粒運動軌跡、靶材應力狀態、微觀變形等比較重要的考察因素，測量起來比較困難。在實際涂層沖蝕理論分析中，難以綜合全面考慮上述細節過程，因此，準確建立封嚴涂層沖蝕理論模型是該研究的難點。

目前國內外沒有統一的評價封嚴涂層抗沖蝕性能的標準體系[29]，在評估封嚴涂層抗沖蝕性方面，一般采用氣-固粒子沖蝕裝置檢驗，固體顆粒一般采用氧化鋁或二氧化硅粉末[3]。西安交大對中溫封嚴涂層抗沖蝕性能進行研究，易茂中等利用自制電子沖擊刮削試驗機，測試封嚴涂層的沖擊刮削載荷-位移曲線，用沖擊刮削韌性來表征涂層沖蝕磨損特性。考慮到該方法會產生氣體繞流，導致固體沖蝕方向變化，無法準確評估封嚴涂層抗沖蝕性能。他們又用自制CMS-100真空自由落砂沖蝕磨損試驗機，開展更接近真實工況環境下真空沖蝕和熱沖蝕研究，分析了封嚴涂層的沖蝕磨損行為和機理[54-56]。中國科學院過程工程研究所多相復雜系統國家重點實驗室，利用封嚴涂層沖蝕實驗臺對多種封嚴涂層可磨耗性和抗沖蝕性能進行研究，結果表明涂層的抗沖蝕性能取決于涂層金屬相[16]。中國民航大學利用JPBM 28070型噴砂設備，研究不同沖蝕角度、沖蝕速率和沖蝕顆粒尺寸對封嚴涂層性能影響[57]。

自20世紀八九十年代以來，有限元法開始應用與材料沖蝕模擬中，目前有限元法在該領域的使用并不廣泛，只是作為輔助分析工具，主要研究金屬材料沖蝕磨損行為。Shimizu等[58，59]利用有限元軟件MARC，研究用球形鋼粒沖蝕低碳鋼和球墨鑄鐵的沖蝕角對沖蝕率的影響。Eitobgy等[60]建立了模擬三維沖蝕過程的有限元模型，在考慮材料熱彈塑性情況下對Ti-6Al-4V材料的抗沖蝕性進行了模擬。Wang等[61]基于Johnson-Cook模型建立了材料的有限元抗沖蝕模型，模擬了粒子速率、沖蝕角度對塑性材料和脆性材料的影響。有限元技術對沖蝕磨損研究有效可行，驗證了一些傳統的理論，隨著有限元技術的發展，其在封嚴涂層抗沖蝕性評價中有著良好的應用前景。

4.3結合性能

封嚴涂層的結合性能指封嚴涂層與基體之間的結合強度，結合強度是評價涂層質量的關鍵指標，是保證涂層滿足其力學、物理、化學性能的基本前提[62]。常用來測量涂層基體材料界面結合強度的方法有：

(1)拉伸法。這類方法廣泛應用于涂層與基體結合強度的測量中，分為兩種：一種是橫向拉伸法[63-67]，其原理是基于纖維增強復合材料中的剪滯模型。主要手段是通過拉伸基體，測量涂層和基體剝離的載荷。然而這種方法僅適用于涂層彈性模量大于基體彈性模量的情況，不適用于封嚴涂層。另外一種是垂直拉伸法[26,68-72]，這種方法的實施是將某種膠黏劑，將涂層表面粘接在某一能夠方便施加載荷的物體上,然后在另一端施加載荷(圖6)，具體實驗方法根據ASTM C633-2001 或GB/T 8642-2002 標準。方法的不足之處是如果出現了膠黏劑的粘接強度小于涂層與基體的界面拉伸強度,就會導致實驗失敗，其測試結果更多地反映面層本身的內聚強度或面層內顆粒間的結合力，涂層斷裂位置在面層內部而非與基體交界處，采用黏結拉伸法評價涂層結合性能存在一定的缺陷[73]。

圖6　黏結拉伸法裝置示意圖[26]Fig.6　The schematic diagram of pull-off method[26]

(2)界面壓入法。鑒于粘接法的不足，易茂中等提出一種測試封嚴涂層結合性能的新方法——界面壓入法[74-76]，該方法是將壓頭直接壓在界面上，使界面開裂，用界面開裂載荷值來衡量涂層與基體結合強度(圖7)[63]。涂層與基體間結合強度測定可在維氏硬度計上測定，無需特別制備試樣，較好解決斷裂部位不在涂層與基體界面的問題。該方法適用于厚度較大的封嚴涂層[74]，但存在以下兩個缺陷：一是壓頭附近應力情況非常復雜，邊緣效應影響使之很難測得實際應力；二是當測量對象為脆性涂層時，會出現涂層先于界面開裂。目前還沒有能夠準確評價封嚴涂層結合強度的方法，相關工作需要進一步的完善。

圖7　界面壓入法示意圖[63]Fig.7　The schematic diagram of interfacial indentation method[63]

以上兩種方法是針對厚涂層與基體結合強度的測量，測量涂層與基體結合強度的方法還有扭轉法、劃痕法、剪切法、彎曲法、激光法、壓入法和動態測量法等。從目前所取得的一些成果來看，對于脆性涂層韌性基體材料體系，可優先考慮采用橫向拉伸法測量其界面的剪切強度，對于界面強度在90MPa以下涂層，可嘗試采用垂直拉伸法測量，對于較厚涂層可考慮直接采用標準的剪切方法測量其界面的剪切強度，對于結合強度較弱的涂層基體體系，在判斷涂層可能不會發生開裂的情形下，可以嘗試采用彎曲法測量。總體來看，目前還沒有一種理論能夠完整地描述涂層與基體界面結合強度的分布情況，在結合強度方面，未來有待于研究的是：(1)對現有測量方法不斷修正和改善；(2)對測量新方法不斷探索；(3)對韌性涂層韌性基體材料體系界面結合強度測量；(4)對涂層/基體體系界面結合強度測量方法探索；(5)對一些測量方法建立合理的力學模型進行求解；(6)結合有限元模擬方法對涂層基體界面結合強度進行評價研究。

4.4抗熱震性

結合強度一般是在室溫下測定，難以反映封嚴涂層高溫惡劣工作環境，因此抗熱震性成為評價封嚴涂層重要指標，良好抗熱震性意味著飛機在起飛、飛行、加速、減速和降落等一系列飛行工況下發動機內部溫度發生變化時，封嚴涂層不會輕易剝落失效[73]。

封嚴涂層抗熱震性的評價方法一般是將涂層試樣加熱至高溫，保溫一段時間后采用水冷或風冷降到指定低溫，使試樣在高溫與低溫之間反復切換，通過涂層剝離所需要循環次數來評價涂層的抗熱震性，不同涂層對熱震性能的實驗條件和循環次數都有不同的要求，涂層實驗條件和循環次數如表5所示[77，78]。

表5　封嚴涂層抗熱震性能評價標準[77，78]

對于長壽命和高可靠性的封嚴涂層，涂層出現破壞循環周期通常會很長，實驗成本昂貴，效率低下。近幾年來，越來越多地通過數值模擬技術評價涂層熱震性能。Ebert等[79]對氧化釔穩定氧化鋯封嚴涂層在熱載荷下的失效模式進行分析，對其在熱沖擊下應力分布進行了研究。Tsui等[80]建立封嚴涂層三維模型，模擬其在受熱情況下殘余應力分布。Johnston[81]在對其模型進行改進的基礎上，研究封嚴涂層材料參數在熱沖擊環境下對殘余應力分布影響。總體看來，數值模擬技術在封嚴涂層熱震模擬中應用較少，但前景值得期待。

4.5其他性能

封嚴涂層熱穩定性是指封嚴涂層在高溫下維持原有性能的能力，隨著航空發動機的發展，熱穩定評價日益重要。現有測試方法有兩種：一是將封嚴涂層試樣在高溫下保持一段時間后檢測其性能(主要是硬度)[82]；另外一種是采用差示掃描量熱儀測量涂層DSC曲線和TGA曲線。通過DSC曲線和TGA曲線判定涂層熱穩定性[1]。

在某些特殊狀況下，需要評價封嚴涂層的抗氧化性和抗腐蝕性。抗氧化性可參照GB/T 13303-1991標準，采用靜態加速熱氧化法測試；耐腐蝕性可采用 ASTM G76標準測試。

封嚴涂層的孔隙狀況也對封嚴涂層的性能有著很重要的影響。通常而言，隨著涂層孔隙率增大，涂層硬度和結合強度降低，其可刮削性提高，抗沖蝕性降低，同時，涂層密布微孔有效降低涂層彈性模量緩解熱應力,使涂層熱導率下降，提高涂層抗熱震性。通過分析封嚴涂層孔隙率及其分布是評價封嚴涂層性能的一種間接方法。

目前對涂層孔隙狀況的表征多集中在孔隙率分析方面，常用的方法有稱重法，圖像分析法，小角度中子散射法等。這些方法都會對涂層試樣產生破壞。大連理工大學的吳迪利用超聲無損檢測法對封嚴涂層的孔隙信息進行了測量和分析[83]。目前對孔隙率的研究還處于初步階段，在未來通過孔隙率表征分析研究封嚴涂層性能是一種有效方法。

此外，目前我國對封嚴涂層的評價標準有兩項：(1)航空發動機封嚴涂層的涂覆工藝(標準號：HB/Z5031-1977)；(2)熱噴涂封嚴涂層質量檢驗(標準號：HB7236-1995)。由此可見，評價封嚴涂層標準和規范亟需完善，建立評價封嚴涂層性能體系和標準刻不容緩。

5　封嚴涂層失效分析

封嚴涂層的工作條件非常惡劣，在實際工作中受到高溫沖擊、氣流砂礫沖蝕以及鹽霧腐蝕等，這些因素都有可能導致封嚴涂層出現裂紋，嚴重時甚至導致涂層的剝落，失效。封嚴涂層的失效模式主要有以下幾種：

(1)熱疲勞失效。熱疲勞失效主要指封嚴涂層在熱應力的作用下產生的疲勞失效，主要形式有熱穩失效和熱震失效。熱穩失效是指封嚴涂層在高溫下內部材料結構發生變化，導致涂層出現失效[22]。圖8為鋁硅聚苯酯在300℃下保溫不同時間后微觀形貌[26]。可以看出，隨著時間的推移，涂層中出現裂縫，并且擴展導致涂層失效。

圖8　不同保溫時間下鋁硅聚苯酯的微觀形貌[26](a)36h;(b)72h;(c)108h;(d)144hFig.8　The microstructures of AlSi-polyester in different time[26](a)36h;(b)72h;(c)108h;(d)144h

熱震失效是指涂層在循環熱應力作用下產生裂縫，最終導致脫落。由于封嚴涂層的工作溫度不斷變化，加之面層、黏結層、基體的熱膨脹系數不匹配，在涂層表面以及層與層交界處產生應力梯度，隨著循環次數的增加，殘余應力的累積最終導致涂層剝落和失效。

(2)沖蝕失效。封嚴涂層工作時，受到強烈氣流和砂礫沖蝕。氣流和砂礫沖擊作用使得涂層表面產生劃痕或凹坑，甚至將涂層材料沖掉，削弱涂層性能，而且在涂層表面的劃痕可能會導致涂層產生裂紋，影響涂層的壽命。

(3)腐蝕失效。航空發動機工作或停放過程中，常處于腐蝕環境下，這就會造成封嚴涂層腐蝕問題，常見的失效模式是鹽霧腐蝕。通過實驗可以看出(圖9)，在鹽霧腐蝕一段時間之后，原本粗糙的涂層表面出現凝膠狀的物質，這些物質風干后成為粉末，極易脫落，造成涂層失效[34]。

圖9　Al-BN和NiCrAl-NiC封嚴涂層經過不同時間鹽霧腐蝕后表面宏觀形貌[34]Fig.9　The macrophotos of Al-BN & NiCrAl-NiC abradable coating before and after salt spray corrosion in different time[34]

6　封嚴涂層研究發展方向和發展趨勢

隨著新能源、新技術的發展，航空發動機使用溫度的不斷提升以及航空發動機材料的更新換代，對可磨耗封嚴涂層的各項性能要求也越來越高。本文總結了國內外封嚴涂層的研究情況，在分析了國內已有研究的基礎上，指出封嚴涂層相關技術研究發展方向和發展趨勢。國內外目前已開發出了一系列適用于不同部件、不同溫度的可磨耗封嚴材料，對可磨耗封嚴涂層的評價手段也日臻完善。但是在以下方面還有很多工作需要開展：

(1)涂層的制備方面。對涂層成分、粉料制備、噴涂工藝等相關理論進行研究，探索其相互關系，得到最佳成分配合及噴涂參數。根據實際需求，建立粉料和涂層所需實驗標準、質量和性能評定標準，實現從研究、生產、檢驗的標準體系。同時研發適用于不同工作條件的納米級別封嚴材料，尤其是耐高溫封嚴材料。

(2)封嚴涂層結構方面。涂層的結構朝著多層化、梯度化發展，減小層與層之間材料性能差異，提高與基體的匹配性能成為未來發展的方向。針對目前高溫可磨耗陶瓷封嚴涂層(ZrO2，BN)的可磨耗性的問題，改進微觀結構對增強其可磨耗性有著重要的意義[84]，如尋找更新的、性能更好的填料用于制備梯度封嚴涂層，減小熱應力，提高抗熱震性和結合性能是封嚴涂層研究領域重要課題。

(3)涂層性能評價方面。目前我國對封嚴涂層的性能評價以組織、硬度、孔隙率、結合強度、水淬抗熱震等基本性能為主，缺乏對封嚴涂層高溫可磨耗性、熱穩定性、匹配性等模擬實際工況的性能評價標準和檢測設備，無法在裝機前對高溫高速刮削條件下涂層性能穩定性進行有效評價和控制。故應探索模擬接近實際工況的評價可磨耗性和抗沖蝕性的方法，建立模擬實際工況的封嚴涂層實驗裝置，進行針對性實驗，分析封嚴涂層失效模式。同時針對涂層工作條件，研究其熱穩定性、匹配性能評價方法，建立合理評價封嚴涂層性能體系。

(4)目前我國對封嚴涂層的研究主要集中在中低溫可磨耗封嚴涂層上。對于高溫可磨耗封嚴涂層的研究十分欠缺。研究高溫可磨耗封嚴材料、制備與新型CMC基體匹配的可磨耗封嚴涂層是將來發展的熱點。

(5)隨著計算機的發展，數值模擬技術應用越來越廣。由于進行封嚴涂層刮摩實驗成本高，而且有些工況無法模擬，應用數值模擬技術評價封嚴涂層性能有著成本低、評價指標全面等優勢。數值模擬和工況實驗相結合將會是未來評價封嚴涂層的發展趨勢。同時，國內尚缺乏涂層基于在發動機實際工況環境下失效機理的研究。

7　結束語

隨著“大飛機”項目上馬，我國航空工業迎來了發展的契機，因此對航空發動機性能指標，尤其是動力性和經濟性提出了更高的要求。對高性能封嚴涂層有著迫切需求。

封嚴涂層的應用有著顯著的經濟和社會效益，然而目前國內封嚴涂層無論是制備還是性能檢測上較國外都有較大差距。因此，制備適用于高溫部件的先進封嚴涂層，建立完善的評價封嚴涂層性能指標體系成為封嚴涂層研究領域的當務之急。

建議豐富封嚴涂層性能評價方法，完善封嚴涂層性能評價體系和選材體系，研發模擬實際工況的封嚴涂層實驗臺架，進行有針對性的實驗研究，同時引入數值模擬技術，以模擬與實驗結果相結合的方法評估封嚴涂層性能，為封嚴涂層失效分析提供理論依據，以便在降低成本的同時更好指導封嚴涂層材料的制備工藝、噴涂工藝的選擇，提升我國封嚴涂層材料乃至航空發動機的研制與應用水平。

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Technique Application and Performance Evaluation for Abradable Coating in Aeroengine

ZHANG Jun-hong1，2,LU Xin1,HE Zhen-peng1,WANG Zhi-ping3

(1 State Key Laboratory of Engine Combustion,Tianjin University,Tianjin 300072,China;2 Renai College,Tianjin University，Tianjin 301636，China;3 Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China)

The general situations of abradable coating in China and abroad were reviewed in this research, and the structure and application features of abradable coating in aeroengine were also introduced. The performance evaluation and technological researches of abradable coating were emphasized, too. The advantages and disadvantages of different abradable coatings and evaluation methods were compared. The application prospects and future research directions were put forward and clarified. The further focused research directions of both the abradable coating technological research and performance evaluations in China were declared，the study on coating preparation,structure of the coating,high temperature coating research and simulation technology need further development.

aeroengine;abradable coating;performance evaluation

國家自然科學基金與民航局聯合資助重點項目(U1233201)； 天津市科技計劃資助項目(13ZCZDGX00200)

2014-01-13;

2015-09-08

王志平(1963-)，男，博士，教授，主要從事航空發動機焊接與熱噴涂技術研究工作，聯系地址：天津市東麗區津北公路2898號中國民航大學北院行政樓科技處處長室(300300)，E-mail:zpwang@cauc.edu.cn

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.04.016

TG174.4;TH117.1

A

1001-4381(2016)04-0094-16