渦輪葉片多層結構熱障涂層隔熱效果分析

劉建華，劉永葆，賀 星，余又紅，劉 莉

（1.海軍工程大學動力工程學院，武漢430033；2.宜春學院物理科學與工程技術學院，江西宜春336000）

渦輪葉片多層結構熱障涂層隔熱效果分析

劉建華1，劉永葆1，賀 星1，余又紅1，劉 莉2

（1.海軍工程大學動力工程學院，武漢430033；2.宜春學院物理科學與工程技術學院，江西宜春336000）

為了獲得葉柵流場作用下渦輪葉片熱障涂層隔熱性能，建立了帶多層結構熱障涂層的高壓渦輪導葉模型，采用熱流耦合方法計算熱障涂層系統溫度場，對葉片不同部位的涂層隔熱效果，以及厚度和主流進口溫度對隔熱效果的影響進行研究。結果表明：涂層實際隔熱效果在葉片吸力面最好，在尾部最差，在壓力面沿順流方向漸好。雖然涂層表面溫度不同，但涂層內部的溫降幅度與涂層表面溫度的相關性不大，在吸力面涂層內部的溫度降幅斜率最大，在尾部最小。隔熱面層厚度每增加0.1 mm使合金平均溫度約降低30℃。涂層隔熱效果對主流進口溫度較敏感，主流進口溫度的變化與基底合金溫降指標變化呈線性關系。

熱障涂層；溫度場；隔熱效果；敏感性；高壓渦輪；導流葉片

0 引言

為了提高材料的耐高溫和抗腐蝕能力，熱障涂層（TBC）作為1種表面防護技術越來越多地被應用于燃氣輪機高溫部件[1]。渦輪葉片承受高溫燃氣沖刷，在渦輪進口溫度不斷提高的情況下，僅依靠空氣冷卻已經不能滿足要求[2]，利用熱障涂層進行隔熱防護成為重要手段。對于熱障涂層的隔熱性能研究主要包括2方面：一方面從材料學角度出發，研究制備方法、材料成分、微觀結構等對涂層隔熱性能的影響[3-4]；另一方面從工程應用角度出發，研究涂層應用于具體部件和工作環境下的隔熱性能。在渦輪葉片的熱障涂層隔熱性能研究方面，王平陽等[5]根據傳熱學理論建立理想1維離散模型，研究了涂層內輻射與導熱耦合作用下的傳熱；楊曉光等[6]通過給定葉片內、外表面的傳熱系數，計算了2維葉片溫度場；王利平等[7-8]建立只含隔熱面層的3維氣膜冷卻葉片熱流耦合模型，研究了涂層厚度及氣體輻射對涂層溫度場影響；LIU等[9]建立多層熱障涂層渦輪葉片模型，研究了涂層厚度及內冷腔冷卻系數等對涂層隔熱性能的影響。但在葉柵流場中，雖然熱障涂層的厚度相同，但在葉片不同部位局部熱流邊界條件各不相同，且與外部主流進口溫度也有一定的相關性，造成在葉片不同部位的隔熱效果差異較大。此外，有的學者考慮了氣體輻射影響[7,10-11]，但是也有學者認為在渦輪進口溫度低于1473K時，輻射對涂層傳熱影響不大，且涂層表面附著的積碳可進一步減弱輻射作用[12]，為減少計算量本文暫不計輻射影響。

本文從工程應用角度出發，建立了包括隔熱面層（TC）、氧化層（TGO）、黏結層（BC）及合金本體（SUB）的完整熱障涂層導葉模型，通過熱流耦合模擬，重點研究了葉片不同部位涂層隔熱效果和主流進口溫度對涂層溫度場的影響，該工作對后續分析葉片涂層失效原因，改進葉片設計，改善涂層制備工藝有一定指導意義。

1 計算模型和方法

流固耦合傳熱的計算網格模型如圖1所示。其中導葉模型為MarkII導葉模型，該導葉帶10個內冷腔，如圖2所示。

在NASA報告[13]中公布了其詳細模型參數，主要幾何參數見表1。文中在原始模型的基礎上在葉型外表面敷設熱障涂層，其中TC層0.3 mm，TGO層0.01 mm，BC層0.15 mm，采用熱流耦合計算方法統一求解外流場和導葉溫度場。為考察進口溫度對TBCs實際隔熱效果的影響，保持其他邊界條件不變，對有無TBC時分別進行數值模擬?？紤]到直葉片特性，采用CFX軟件對中徑處截面進行單層網格的準2維模擬，外流場和TBCs各層均采用六面體網格，基底合金采用六面體和棱柱體混合網格，網格數25萬，經檢驗達到網格無關性要求。在流固交界面及各涂層材料交界面處節點均一一對應，流體近壁面邊界層內Y+值均小于1，局部放大網格如圖1所示。為討論方便，在葉片頭部、尾部、壓力面、吸力面分別取若干考察點（圖2）。

主流邊界條件除主流進口溫度改變外，其他邊界條件與文獻 [13]中5411工況相同，見表2；TBCs各層材料的導熱率見表3[14-16]；內冷腔邊界條件見表4[17]。采用考慮轉捩的SST湍流模型，N-S方程采用中心差分2階精度求解。主流采用理想可壓氣體，物性參數與溫度相關，如圖3所示。

表1 葉柵幾何參數

表2 主流邊界條件

2 結果及分析

2.1 敷設涂層對導葉合金材料溫度場影響

導葉表面敷設涂層和無涂層2種情況下葉片合金溫度的對比如圖4所示。從圖中可見，敷設涂層對于導葉合金溫度的整體區域分布影響不大，但涂層的隔熱作用帶來了導葉最高溫度和整體平均溫度的降低。

表3 材料參數[14-16]

表4 內冷腔邊界條件[17]

敷設涂層后，在導葉合金表面的各考察點處的溫度與無涂層時的差值如圖5所示。從圖中可見，敷設涂層使導葉合金材料表面溫度降低，但在葉片不同部位合金表面溫度的降低幅度也不同，其中在吸力面溫度降低幅度最大，除S1點之外吸力面各考察點溫降幅度均大于60℃，尤其在S3和S4點處，溫降幅度甚至超過90℃；在葉片頭部，合金表面溫度的降低幅度中等，約有60℃；在葉片壓力面，從上游往尾部方向發展（P1～P8），敷設涂層帶來的合金材料表面溫度降低幅度有逐漸增大趨勢，但在葉片尾部（T1～T2）迅速降低，并達最低(＜35℃)。綜上可知，敷設同樣厚度涂層在葉片不同部位具有不同的隔熱效果。針對該特點，在熱障涂層的噴涂工藝方面，若能做到對葉片外表面不同部位的局部精細控制（如噴涂厚度、噴涂材料、工藝處理等），或可改善葉片局部溫度分布。

2.2 涂層內部溫度分布

當TC層厚度為0.3 mm，主流進口溫度為1200℃時，葉片不同部位熱障涂層厚度方向溫度分布如圖6～9所示，其中橫軸為無因次涂層厚度。由于TC層熱阻高，TGO層和BC層的熱阻低，因此溫度降幅主要發生在TC層內，各考察點沿涂層厚度方向的溫度分布以TGO層為界呈分段線性關系。

從圖6中可見，葉片頭部H0～H2處的TC層表面溫度相差很大，其中H1與H2處溫差近100℃。但從涂層內部的溫度分布來看，各考察點處溫降的斜率近似相等，溫降幅度均達100℃左右。從圖7中可見，葉片尾部為高溫區域，各考察點處TC層表面溫度均達840℃以上，各點溫差小于50℃，但涂層內溫降幅度相差較大，其中T0處降幅最大，達70℃；而T1處溫降僅30℃左右，T0～T2溫降幅度均小于葉片頭部。

從圖8中可見，在葉片壓力面，P2～P5點表面溫度非常接近，P1、P6～P8表面溫度均高于P2～P5。雖然如此，在整個壓力面上各點沿涂層厚度方向溫降的斜率相近，都具有近75℃的溫降幅度?？梢姡m然壓力面上表面溫度不同，但涂層內部溫降相近。從圖9中可見，吸力面上考察點S2～S8處TC層表面溫差不大，均在50℃內，但涂層內部溫降斜率逐漸增大。由于S1接近于層流與湍流的轉捩點，表面溫度明顯較低，但涂層內部溫降與S8的相近。整體而言吸力面的涂層內部溫降幅度比葉片其他部位更大，超過120℃。

2.3 TC層厚度對涂層表面及導葉溫度的影響

保持其他條件不變，TC層厚度分別為0.1、0.2、0.3 mm時，涂層表面的平均溫度（Tave,sur）如圖10所示。從圖中可見，隨著TC層厚度的增加，涂層表面溫度逐漸升高，這是由于涂層厚度方向上熱阻增大，表面累積的熱量更難向導葉合金擴散。導葉合金溫度參數變化如圖11所示。從圖中可見，隨著TC層厚度增加，導葉合金材料的最高溫度Tmax、平均溫度Tave、最低溫度Tmin均有明顯降低，其中厚度每增加0.1 mm，相對于無涂層時使合金平均溫度降低約30℃。

2.4 主流進口溫度對導葉合金本體溫度的影響

為考察涂層隔熱效果對主流進口溫度的敏感性，對不同主流溫度的情況分別進行了模擬，以導葉合金材料敷設涂層時相對于未敷設涂層時的平均溫降、最高溫降、最低溫降作為敏感性分析指標，以主流進口溫度為727℃時的各指標值作為基準，進行主流進口溫度的敏感性分析，如圖12所示，橫軸代表主流進口溫度相對于基準進口溫度的變化量，縱軸表示導葉合金的溫降指標與基準條件下溫降指標的偏差。當主流進口溫度發生正偏差時（即主流進口溫度升高），導葉合金材料的平均溫降、最高溫降、最低溫降等指標偏差均近似線性增大，斜率分別為0.823、1.124和2.185，可見當主流進口溫度相對于基準進口溫度發生一定幅度變化時，導葉合金材料最高溫降變化幅度最大，最低溫降次之，平均溫降變化幅度最小。

TC層厚度為0.3 mm時，不同主流進口溫度，導葉合金本體有無涂層時的溫度場對比如圖13所示。從圖中可見，敷設涂層后導葉合金的最高溫度、最低溫度的降幅均隨主流進口溫度升高而增大，且最高溫度降幅更大。

3 結論

本文建立了多層結構熱障涂層渦輪導葉模型，通過對葉柵流場的熱流耦合模擬，研究了熱障涂層的隔熱性能，主要結論如下：

（1）對比無涂層導葉，敷設涂層對葉片吸力面的實際隔熱效果整體更強，在壓力面(P1～P8)隔熱效果呈現順主流流向漸好的趨勢，頭部隔熱效果中等，而尾部隔熱效果最差。涂層內部厚度方向溫度分布呈線性關系，但斜率在吸力面最大，在尾部最低，與涂層表面溫度相關性小。

（2）TC層厚度每增加0.1 mm可使合金平均溫度降低約30℃。

（3）涂層隔熱效果對主流進口溫度變化較敏感，主流進口溫度的變化與導葉合金溫降指標變化呈線性關系，其中導葉合金最高溫降變化幅度最大，斜率達2.185。

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Analyzing of Thermal Insulation of Thermal Barrier Coatings of a Turbine Vane

LIU Jian-hua 1,LIU Yong-bao 1,HE Xing 1,YU You-hong1,LIU li2
（1.Power Eng.College,Naval University of Engineering,Wuhan 430033,China;2.College of Physics Science and Engineering Technology,Yichun University,Yichun,Jiangxi,336000， China）

In order to obtain the insulation properties of the turbine vane thermal barrier coating at the vane flow field.A model of a turbine vane with Thermal Barrier Coatings(TBCs)was built on.The thermal insulation of TBCs as well as the impacts of Top Coating(TC)thickness and inlet gas temperature was studied by the conjugate heat transfer method.It was found that the TBCs insulation effects achieved the maximum value at the suction side of the vane and the minimum value at the tail.And along the flow direction,the insulation effects increased gradually.Although the surface temperature of TC was variable,the temperature decline along TBCs thickness was independent on the surface temperature,and the temperature decline ratio got the maximum value at the suction side and the minimum value at the tail.Every 0.1mm thickening of TC can get about 30℃drop of the average temperature of substrate alloy.Additionally the thermal insulation of TBCs was sensitive to the inlet temperature of gas,and it exhibited linear relationship versus the indexes of temperature decline of the substrate alloy.

thermal barrier coatings;temperature field;thermal insulation;sensitivity； high pressure turbine；guide vane

V254.2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.001

2017-03-07

劉永葆（1967），男，博士，教授，研究方向為燃氣輪機性能分析、監測、控制與故障診斷；E-mail：yongbaoliu@aliyun.com。

劉建華，劉永葆，賀星，等.渦輪葉片多層結構熱障涂層隔熱效果分析[J].航空發動機，2017，43（4）：1-6.LIUJianhua，LIUYongbao，HE Xing，et al.Analyzingofthermal insulation ofthermal barrier coatings ofa turbine vane[J].Aeroengine，2017，43（4）：1-6.

（編輯：李華文）