2018, Vol. 39
热障涂层（Thermal Barrier Coating, TBC）在发动机热防护领域已经得到了广泛的应用。其中较为成熟的是航空发动机涡轮叶片上的热障涂层系统, 研究显示:在涡轮叶片上喷涂0.2mm厚的涂层, 能够减少0.4%的燃油消耗以及15%的冷却气流量, 有效延长发动机的使用寿命、提高其综合性能[1]。然而与燃气涡轮叶片相比, 火箭发动机推力室的工作环境要恶劣许多。在高性能的液体火箭发动机推力室中, 燃气温度高达3500K, 压力高达11.5MPa, 并且往往采用低温冷却剂对推力室壁进行冷却, 比如120K的液态甲烷或是30K的液氢, 因此推力室壁中的温度梯度极高[2]。高温高压的燃气容易导致涂层烧结, 降低性能；温度梯度较高致使热应力较大, 加深疲劳损伤。再者, 燃气涡轮叶片与火箭发动机推力室的表面形状以及基底材料也完全不同, 所以不能将前者的涂层技术简单移植给后者。
德国布伦瑞克工业大学的Schloesser等[3]认为, 研发火箭发动机热障涂层亟需开展的工作有两点, 首先是提高涂层的性能, 确保它能适应火箭发动机推力室内部极端的高温高压环境, 然后是改善涂层与铜质基体的物理相容性。Greuel等[4]用了三年时间, 开展了一系列的实验, 对不同基底材料、涂层材料、涂层沉积手段进行了筛选以及评估, 旨在寻找适用于液体火箭发动机的热障涂层系统。从实验结果来看, 目前高性能的钇稳定氧化锆-镍合金双层热障涂层系统已经拥有在火箭发动机推力室中服役的能力。
在研究热障涂层的过程中, 仅采用经验设计结合试验分析的手段, 耗时耗力。为了深入探索热障涂层的失效机理, 缩短研制周期、降低研究成本, 有必要用数值方法对涂层系统进行热结构分析。Sari⁃ kaya等[5]运用有限元法计算三种热障涂层系统在热循环过程中的温度场和应力场, 确定了针对MgOZrO2涂层系统的最佳设计方案。Ranjbarfar等[6]认为在诸多影响热障涂层寿命的因素中, 残余应力是尤为重要的一项, 通过对涂层制备过程以及工作过程的有限元分析, 揭示了残余应力产生、集中并最终导致裂纹形成的内在机理。张津等[7]运用有限元软件Marc, 通过求解轴对称喷管导热模型, 得到喷管内壁在6种不同涂层保护下的温度场, 对喉部截面的瞬态温度分布进行分析, 为合理设计并优化涂层系统提供了依据。孙冰等[8]首先对再生冷却推力室进行瞬态热分析, 再以热分析所得温度场作为体载荷, 对推力室进行弹塑性结构分析, 最后将稳态加载热结构分析与瞬态加载热结构分析进行对比, 表明对于残余应变和热试阶段的塑性应变, 两者差别很小。康玉东等[9]采用的也是同样的计算方法, 是因为在实际情况下, 推力室内壁的应变测量非常困难, 缺乏可靠的实验数据, 仅对液体火箭发动机推力室进行定性分析。
为了揭示再生冷却推力室内壁热障涂层系统的失效机理, 为设计和优化提供理论依据。本文在再生冷却推力室三维耦合传热计算的基础上, 使用有限元法, 对内壁带热障涂层的推力室喉部区域进行了二维稳态热分析, 然后以稳态温度场为体载荷对喉部区域进行了弹塑性结构分析, 采用双线性等向硬化模型模拟材料的应力-应变关系, 并对不同涂层下的推力室壁温度场和应变场进行对比分析。
2 涂层设计热障涂层技术通过选择合适的制备手段, 在工作于高温环境下的构件表面涂覆一层导热系数较低的耐高温材料, 达到降低构件表面温度、提高构件耐氧化腐蚀性能以及延长构件使用寿命的目的。热障涂层系统的材料、结构、制备工艺都会对其性能产生极大影响。
早期的热障涂层采用单层氧化锆（ZrO2）陶瓷结构, 这种涂层耐高温, 且具有良好的隔热性能, 然而氧化锆陶瓷在高温下会发生相变, 并伴随有3%~5%的体积膨胀[10], 由此产生的应力, 会导致涂层剥落。经过改进, 出现了由陶瓷表层和粘结底层组成的双层结构。粘结层处于陶瓷层与基底之间, 能够缓解陶瓷层脆性大、与基底材料热膨胀系数不匹配的问题, 具有改善二者物理相容性的作用, 常用的粘结层材料为NiCrAlY合金。在氧化锆（ZrO2）陶瓷材料中加入稳定剂Y2O3, 生产出改进型的陶瓷层材料钇稳定氧化锆（YSZ）, 能够有效避免ZrO2在高温下的相变。目前, 由YSZ陶瓷层和NiCrAlY粘结层组成的双层结构是制备工艺最成熟、实际应用最广的热障涂层系统。陶瓷层材料ZrO2和YSZ的主要物性参数如表 1所示[11], 它们的熔点很高, 导热率较低, 能够适应液体火箭发动机推力室中的高温环境。
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Table 1 Basic parameters of ceramic materials |
为了检验不同材料、结构、厚度的热障涂层系统在液体火箭发动机推力室中的性能, 本文设计了四种方案, 如表 2所示。热障涂层的总厚度一般在0.1~1mm, 考虑计算对象为缩尺推力室, 各个方案中涂层的厚度都较小。另外还设置了一个无涂层的裸壁面组（N组）, 作为各方案的对照。
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Table 2 Coating layers and thickness |
本文采用铣槽式再生冷却通道结构, 考虑到推力室结构的对称性, 取一整条冷却通道的1/2作为三维耦合传热计算模型, 如图 1所示。热障涂层处于内壁与燃气流动区域之间, 其厚度相对推力室壁非常小。再生冷却属于外冷却, 热障涂层属于隔热冷却[12], 两种技术之间并不冲突, 二者相配合, 能够实现更佳的综合热防护效果。
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Fig. 1 3D model of regeneratively-cooled thrust chamber |
推力室喉部是受热最严重的区域, 运用有限元法对其进行二维热结构分析。为了简化运算, 在建立有限元模型之前, 先要做出如下几点假设:（1）忽略涂层材料中的杂质、缺陷、复杂化学反应等因素。（2）各涂层的厚度保持不变, 粘结层与陶瓷层之间不产生热生长氧化物层。（3）各层之间的接触面保持完好, 不受损伤。（4）不考虑陶瓷层材料的相变以及烧结问题。
图 2为推力室喉部截面的几何模型。模型中的剖面线区域分别是热障涂层、推力室内壁、推力室外壁, 热障涂层为双层结构；缩尺推力室的尺寸在图中标出。
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Fig. 2 Throat of thrust chamber |
推力室外壁为电铸镍, 推力室内壁为铜合金。假设所有材料都是均匀、各向同性的, 陶瓷层材料、粘结层材料具有理想弹性, 推力室壁材料具有理想弹塑性, 部分物性随温度变化。材料的热弹塑性参数如表 3所示[13, 14], 其中ρ为密度, Cp为比热, k为导热率, α为热膨胀系数, E为弹性模量, ν为泊松比, σy为屈服应力, G为切线模量。ZrO2陶瓷的物性参数与YSZ陶瓷的基本相同。
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Table 3 Material properties used in finite element analysis |
推力室喉部二维热分析的控制方程为非稳态、无内热源的导热微分方程, 见式（1）。式中
| $ \frac{{\partial T}}{{\partial t}} = \alpha {\nabla ^2}T $ | (1) |
推力室结构分析的基本方程见文献[15]。
采用隐式蠕变模型——Norton模型来模拟铜合金内壁以及热障涂层中的蠕变行为。其公式为
| $ \varepsilon = B{\sigma ^n} $ | (2) |
式中ε为蠕变应变率, σ为应力, B为应力前因子, n为蠕变指数。B和n的值见文献[16]。
3.3 计算方法采用有限体积法对液体火箭发动机推力室中的燃气流动换热、推力室壁的热传导以及冷却剂的流动换热进行耦合计算, 考虑燃气的非平衡流动, 不考虑推力室壁变形对燃气、冷却剂流场的影响, 得到流-固耦合面的温度以及燃气、冷却剂的压力, 以此作为推力室喉部热结构分析的热载荷边界条件和机械载荷边界条件[8]。
采用间接耦合法对推力室喉部进行二维热结构有限元分析。即先由三维耦合传热计算提供边界条件进行稳态热分析, 以热分析计算得到的温度场作为结构分析的体载荷。结构分析为非线性, 推力室总应变包括热应变、弹性应变、塑性应变、蠕变应变。屈服准则采用Von Mises屈服准则, 对塑性应变的计算采用双线性等向硬化模型。
3.4 网格划分与边界条件推力室喉部二维热结构分析基于平面应变假设, 采用三角形三节点平面单元, 计算网格如图 3所示, 由于热障涂层区域尺寸较小且内部温度梯度较大, 对该区域的网格进行加密处理。在双层结构中, 陶瓷层与粘结层区域网格密度相同。
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Fig. 3 Computational meshes and boundary condition |
（1）稳态热分析边界条件
典型液体火箭发动机推力室的单工作循环包括预冷（Pre-cooling）、热试（Hot test）、后冷（Post-cooling）、松弛（Relaxing）四个阶段。外界环境温度为300K, 推力室壁初始温度为环境温度。在热试阶段对燃气侧壁面、冷却通道内壁面给出第一类边界条件, 壁面温度由三维耦合传热计算得到, 在其他阶段均给出第三类边界条件, 冷却剂的对流换热系数为220kW/（m2 · K）, 自然对流换热系数为0.01kW/（m2 · K）, 热分析边界条件如表 4所示, 其中, T代表流体温度, h代表对流换热系数, cool代表冷却通道内壁面, hot代表燃气侧壁面, out代表推力室外壁面, CFD代表由三维耦合传热计算结果给出第一类边界条件。
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Table 4 Thermal analysis boundary conditions |
（2）弹塑性结构分析边界条件
压力边界条件如表 5所示。冷却剂压力为3MPa, 在松弛阶段, 冷却通道内压力设为大气压。在热试阶段, 冷却剂、燃气的压力由三维耦合传热计算得到（CFD）, 在其他阶段, 燃气压力设为大气压。
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Table 5 Pressure boundary conditions |
把通过稳态热分析计算所得的各阶段推力室稳态温度场作为结构分析各阶段的温度体载荷。为了模拟发动机开机、关机过程, 在预冷与热试阶段之间、热试与后冷阶段之间各添加一个时间很短的过渡阶段, 对温度面载荷进行线性插值。
4 计算结果与分析 4.1 热载荷分析图 4为四个带涂层方案中推力室燃气侧壁面温度沿轴向的变化, 由图可知, 尽管液体火箭发动机推力室内的燃气温度高达3500K, 然而陶瓷层表面的温度最高不超过2000K, 低于陶瓷材料的熔点, 可见其耐高温性满足要求。
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Fig. 4 Temperature distribution on hot-gas side of TBC |
图 5为各个方案中推力室内壁面温度沿轴向的变化, 相比无涂层方案（N组）曲线, 其他带涂层方案的温度曲线都明显下降, 热障涂层表现出良好的热防护性能。各条曲线的变化规律基本一致, Throat点是喉部位置, 显然, 在液体火箭发动机推力室中, 喉部是受热最严重的区域。因此, 需要着重对喉部进行热结构分析。
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Fig. 5 Temperature distribution on inner wall |
图 6为各个方案推力室喉部截面在热试阶段的温度场, 与外壁相比, 内壁承受更大的热机械载荷, 是重点考察对象。由图可知: N组内壁面上的温度最高, 其最高温度与最低温度之差最大；在热障涂层系统结构相同的条件下, 随着涂层厚度增加, 温度差减小；在陶瓷层厚度相同的条件下, Y组的温度差比Z组的小。
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Fig. 6 Temperature fields on throat section of thrust chamber in hot test |
图 7为各个方案陶瓷层喉部截面在热试阶段的温度梯度分布, 陶瓷层厚度小且导热率低, 因此其内部温度梯度高, 承受着较大的热应力。由图可知:在热障涂层系统结构相同的条件下, 陶瓷层厚度增加, 温度梯度降低；在陶瓷层厚度相同的条件下, Y组的温度梯度比Z组高。
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Fig. 7 Temperature gradient on throat section of ceramic layer in hot test |
图 8为各个方案推力室喉部截面在单工作循环后等效应变场。冷却通道的中间位置产生的应变量最大, 可以预见, 在持续的工作循环中, 残余应变在此处累积, 可能导致推力室中出现裂纹, 最终造成再生冷却通道失效。由图可知, N组内壁的应变量最大；在热障涂层系统结构相同的条件下, 随着涂层厚度增加, 应变量减小；在陶瓷层厚度相同的条件下, Y组应变量比Z组小；Y0.15组中的大应变区域明显缩小, 相较于无涂层组N, 其最大应变量减少约36.1%。
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Fig. 8 Strain fields on throat section of thrust chamber after a cycle |
显然, 热障涂层能够通过降低推力室壁中的温度梯度, 来减小其在工作过程中产生的应变量, 从而缓解疲劳损伤、延长使用寿命。大厚度的双层结构热障涂层系统拥有更为优异的性能。
热障涂层系统在服役过程中, 长期承受高温高压循环载荷作用, 遇到的主要问题是剥落失效。微观上, 涂层失效的过程是裂纹产生、扩展、增殖、结合的过程, 其内在驱动力是在热循环过程中产生的热应力。该应力包括四个方面:粘结层氧化物（TGO）的热生长应力、相变应力、温度梯度引起的热应力以及热膨胀系数不匹配导致的热应力。以上四种应力引发的失效现象都属于残余应力失效[17]。为了简化运算, 本文仅考虑由温度梯度以及热膨胀系数不匹配引起的热应力。
图 9为各个方案陶瓷层喉部截面在单工作循环后的应变场。由图可知:在热障涂层系统结构相同的条件下, 陶瓷层厚度增加, 其内部产生的应变量减少, 这主要是因为大厚度涂层内部在热试阶段的温度梯度较低, 由温度梯度引发的热应力较小；在陶瓷层厚度相同的条件下, 尽管Y组陶瓷层内部在热试阶段的温度梯度较高, Y0.10组最大应变量较Z0.05组减少约82.9%, Y0.15组最大应变量较Z0.10组减少约78.0%, 这主要是因为Y组为双层结构, 粘结层起到了改善陶瓷层与推力室壁之间物理相容性的作用, 减小了由热膨胀系数不匹配引发的热应力。
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Fig. 9 Strain fields on throat section of ceramic layer after a cycle |
图 10为Y组方案粘结层喉部截面在单工作循环后的应变场。由图可知, 双层结构系统中, 粘结层内部的应变量比陶瓷层内部的应变量大, 因为粘结层替陶瓷层承担了大部分由热膨胀系数不匹配引发的热应力。
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Fig. 10 Strain fields on throat section of bond coat after a cycle |
在Z组方案涂层中, 存在多个应变量较大的点, 这些点均分布在陶瓷层与推力室内壁的接触面上。可以预见, 在持续的工作循环中, 残余应变在这些点处累积, 最终有可能导致涂层产生分层, 从推力室壁上剥落。在Y组方案涂层中, 涂层与推力室内壁接触面上的应变量大大减小, 因此双层结构系统的热障涂层不易发生剥落失效；应变量较大的点分布在陶瓷层与粘结层的接触面上, 因此涂层系统内部容易出现裂纹或失效。
5 结论通过本文研究, 得出以下结论:
（1）在液体火箭发动机再生冷却推力室中, 热障涂层表现出优异的热防护性能, 能够通过降低推力室壁中的温度和温度梯度, 减小因循环载荷作用而产生的应变量, 达到延长推力室寿命的目的；同种结构的涂层系统, 厚度越大, 作用越明显；若陶瓷层厚度相同, YSZ+NiCrAlY双层结构涂层在热防护性能上优于ZrO2单层结构涂层。在推力室内表面覆盖厚度为0.15mm的双层结构热障涂层系统, 热试阶段推力室壁中的最大应变量减少约36.1%。
（2）工作状态下, 陶瓷层内部的温度梯度极大, 且涂层与壁面的物理相容性较差, 由此产生的热应力是导致热障涂层剥落失效的主要原因。
（3）在ZrO2热障涂层中, 容易发生剥落失效的位置处于涂层与推力室壁的接触面上, 通过增加涂层厚度、降低涂层中的温度梯度, 能够减小应变量、延长涂层的使用寿命；YSZ热障涂层系统由于粘结层的作用, 涂层与推力室壁之间热膨胀系数不匹配的得到了缓解, 热试阶段陶瓷层中的最大应变量减少约80%, 容易出现裂纹或发生失效的位置处于陶瓷层与粘结层的接触面上。
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