论文部分内容阅读
热障涂层(TBCs)作为一种关键的隔热防护材料被应用在航空涡轮发动机上,显著降低了合金表面温度,促进了航空事业的进一步发展。然而在航空发动机高推重比的发展趋势下,燃气进口温度的要求不断提高,热障涂层CMAS腐蚀成为服役环境中最危险的失效形式。如何获得热障涂层CMAS腐蚀失效机制的充分理解是今后航空发动机取得任何进展的关键,而应变场的表征可以为CMAS腐蚀机制的理解提供直接的实验依据。由于热障涂层CMAS腐蚀时应变场的表征是在1200°C以上的高温下进行的,传统的测应变方法不再适用。因此本文采用了一种光学非接触式测应变方法,数字图像相关法(DIC)来表征CMAS高温腐蚀热障涂层的应变场,为日后涂层本构关系的建立提供一个数量级的指导。主要研究内容如下:1、利用高压喷枪将特定比例的耐高温无机胶与氧化亚钴的混合物在热障涂层样品截面制作耐高温人工散斑;实验室人工配制与实际火山灰相似成分的CMAS粉末,用研钵不断研磨使得CMAS粉末的粒径分布集中在20μm左右,并用毛笔刷将一定量CMAS粉均匀涂覆在热障涂层样品的表面;将制好随机散斑且涂有CMAS粉末的样品放入DIC设备装置中的恒温电阻炉中,在1250°C下煅烧30 min进行CMAS高温腐蚀热障涂层的实验,随炉冷却;DIC实时监测采集冷却过程中样品截面的数字图像,利用ARAMIS计算分析软件进行后处理,最终得到CMAS腐蚀热障涂层在冷却过程中应变场的演变。2、研究了热障涂层在从1250°C冷却到25°C过程中,有、无CMAS腐蚀时应变场的演变过程。发现涂层在不同CMAS涂覆量腐蚀下,冷却到300-400°C时,陶瓷层与基底的界面处出现了明显的拉应变,涂层开始开裂,临界开裂应变约为-0.7%;无CMAS腐蚀时,冷却到100°C时陶瓷层与基底的界面处开始开裂,临界应变约为-1.6%;当温度降到25°C时,所有样品均已剥落失效。除此之外,研究发现在冷却过程中,CMAS腐蚀不带基底的陶瓷层时应变大小约为-0.5%。3、建立了CMAS高温腐蚀热障涂层应力应变场的理论模型,分析得到应力应变解析解。代入适当的材料参数,计算得到从1250°C冷却到25°C过程中,不同温度下的应力应变值,发现在冷却过程中,应力应变理论值均随温度降的增大在不断增大,无CMAS腐蚀时应力值最大达到了-200MPa,应变最大为-1.7%,有CMAS腐蚀时应力值最大达到了-900MPa,应变最大为-1.5%。并将应变理论计算值与实验结果相对比,最终发现二者变化趋势一致,基本吻合。