陶瓷基复合材料环境屏障涂层的耐久性设计与优化

发布时间：2020-06-27 21:58

【摘要】：连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(Continuous Fiber-reinforced SiC Matrix Ceramic Composite,CMC-SiC)具有高比强度、高比模量、抗氧化和低密度等特点,已逐渐应用于航空燃气涡轮发动机的热端部件。CMC-SiC在航空燃气涡轮发动机中应用主要面临应力氧化以及长时间服役问题。通过对CMC-SiC的纤维、界面以及基体进行自愈合设计,可有效解决CMC-SiC的应力氧化问题。目前,为了解决CMC-SiC在燃气环境中长时间服役问题,通常在CMC-SiC构件表面制备环境屏障涂层(Environmental barrier coatings,EBCs)。EBCs涂层可有效减缓燃气环境对CMC-SiC构件的腐蚀,进而提高CMC-SiC构件在燃气环境中的耐久性。为了提高EBCs涂层的耐久性,国外发展了莫来石、钡锶铝硅氧、稀土硅酸盐等EBCs材料,并对不同EBCs涂层体系的耐久性进行了大量的考核验证,积累了详尽的研究数据,系统地发展了EBCs涂层的耐久性设计与优化方法,但对国内实行严格的技术封锁。为了实现EBCs涂层耐久性的设计与优化,本文研究了EBCs涂层的失效机理以及SiO_2氧化层的形成与生长机理。基于上述结果,遴选了长耐久性EBCs涂层体系的最优面层材料,研究了面层厚度对其耐久性的影响规律。此外,基于高熵材料的设计理念,本文开展了稀土双硅酸盐的高熵化研究,探讨了高熵稀土双硅酸盐作为EBCs涂层材料的可行性,为EBCs涂层的耐久性设计与优化奠定了基础。本文主要的研究内容与结果如下:(1)研究了带RE_2Si_2O_7(RE=Y、Yb)涂层的C_f/SiC试样在静态模拟燃气环境中(1250℃,50%H_2O-50%O_2,1atm)的失效行为,揭示了SiO_2氧化层是导致RE_2Si_2O_7涂层失效的关键因素。结果表明,带RE_2Si_2O_7涂层的C_f/SiC试样经水氧腐蚀后,在RE_2Si_2O_7涂层与SiC粘结层之间有SiO_2氧化层形成。该SiO_2氧化层随着腐蚀时间的增加而逐渐生长,且满足抛物线规律。当SiO_2氧化层生长至4~5μm时,在SiO_2氧化层与SiC粘结层界面会产生裂纹,该裂纹沿着此界面向四周扩展,并最终引起RE_2Si_2O_7涂层的剥落与失效。初步的应力计算表明,SiC粘结层中的应力随着水氧腐蚀时间的增加而逐渐积累,并在SiO_2氧化层与SiC粘结层界面附近的应力最大。当该应力大于SiO_2氧化层与SiC粘结层之间的结合强度时,裂纹会在SiO_2氧化层与SiC粘结层界面形成。(2)系统研究了Y_2Si_2O_7-BSAS、Yb_2Si_2O_7以及BSAS涂层底部SiO_2氧化层在不同温度、不同水氧比例的静态模拟燃气环境中的生长行为。当环境中的水分压低于50%时,引起SiO_2氧化层形成与生长的主要氧化介质为氧离子,氧离子在SiO_2氧化层中的扩散控制着SiO_2氧化层的生长,而环境中的水会加速SiC粘结层的氧化;当环境中的水分压接近1时,引起SiO_2氧化层生长的主要氧化介质为H_2O。(3)表征了Lu_2Si_2O_7、Sc_2Si_2O_7涂层底部SiO_2氧化层在静态模拟燃气环境(50%H_2O-50%O_2、1250~oC、1atm)中的抛物线速率常数(Parabolic Rate Constants,k_p)。通过对比不同EBCs涂层底部SiO_2氧化层的k_p值,可以发现,Y_2Si_2O_7-BSAS涂层底部SiO_2氧化层的k_p值最低。研究了RE_2Si_2O_7(RE=Y、Yb、Lu、Sc)的晶体结构,对比各晶体结构中RE-O键以及Si-O键的键长(氧为RE_2Si_2O_7晶体结构中氧桥处的氧原子),可以发现,Y_2Si_2O_7具有最低的Y-O键键长,其Si-O键键长也较短,因此,Y_2Si_2O_7具有最低的氧扩散系数。基于上述结果,Y_2Si_2O_7适用于长耐久性EBCs涂层体系的面层材料。表征了不同厚度Y_2Si_2O_7-BSAS涂层底部SiO_2氧化层的k_p值,结果表明,随着厚度的增加,SiO_2氧化层的k_p值逐渐下降。(4)采用Sol-Gel法合成了高熵稀土双硅酸盐(Yb_(0.2)Y_(0.2)Lu_(0.2)Sc_(0.2)Gd_(0.2))_2Si_2O_7((5RE_(0.2))Si_2O_7)。所合成的(5RE_(0.2))Si_2O_7形成了单一物相,且Yb、Y、Sc、Lu以及Gd稀土元素在(5RE_(0.2))Si_2O_7中分布十分均匀。(5RE_(0.2))Si_2O_7的CTE约为4~6ppm/K,在高温水氧环境中具有十分优异的相稳定性,比RE_2Si_2O_7(RE=Yb、Y、Sc、Lu)具有更优异的抗水氧腐蚀性能。采用浆料法在C_f/SiC表面制备了(5RE_(0.2))Si_2O_7涂层,并在静态模拟燃气环境中(50%H_2O-50%O_2、1250~oC、1atm)对其进行了水氧腐蚀考核,结果表明,(5RE_(0.2))Si_2O_7涂层在静态模拟燃气环境中能够有效地保护C_f/SiC基体。
【学位授予单位】：西北工业大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：TB306
【图文】：

耐温,热端,航空发动机,热端部件

图 1-1 不同航空发动机热端材料的耐温能力[16]1-1 The temperature capabilities of different gas-turbine engine mater-SiC 在航空燃气涡轮发动机热端部件的应用韧纤维不同，CMC-SiC 材料可分为碳纤维增韧碳化硅陶）和碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(SiCf/SiC)。碳氧环境中容易被氧化，因而，在高温有氧环境中，Cf/SiC 差。此外，由于碳纤维和碳化硅基体热膨胀系数不匹配，的热应力，作为长寿命结构件具有局限性。因此，国内最终应用于航空燃气涡轮发动机热端部件[17, 20-22]。明，若航空燃气涡轮发动机的热端部件采用 SiCf/SiC 材料 50% ~ 70%、工作温度提高 300 ~ 500℃、推力提高 30%害气体（如 NOx等）的排放[23, 24]。如图 1-2 所示，SiCf/S的燃烧室/加力燃烧室、火焰稳定器、喷管以及涡轮等热端 90 年代，CMC-SiC 逐步进入应用研究阶段。法国 Snec

燃气涡轮发动机,在航,调节片,喷管

西北工业大学博士学位论文 CMC-SiC 外调节片的服役寿命。鉴于 CMC-SiC 外调节a 公司进一步扩展了自愈合 SiCf/SiC 在发动机热端部件的EPR A410 SiCf/SiC 制备的喷管内调节片已在 M88-2E4 研了相关测试[33]。此外，Snecma 公司与普惠公司还采用SiC 研制了喷管密封调节片，并在 F100-PW-229 和 F100-地面加速任务考核[33, 34]。

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