燃气轮机尾筒密封件增设热障涂层与挂机运行实验

时间：2024-08-31

王庆韧，郭赞，郭衡，贺杰，彭加林，邹亚鄂

(1. 广东惠州天然气发电有限公司，广东惠州 516082；2. 北京京丰燃气发电有限责任公司，北京 100074；3. 成都航利(集团)实业有限公司，成都 610041)

多年来燃气轮机国产化一直是国内重大科技创新热点之一。为此，国家“十三五”规划确定了100 项重大科技项目，其中航空发动机及燃气轮机(统称为 “两机专项”)排在了第一位。

作为燃气轮机最终用户，A电厂很早就开始了燃气轮机国产化尝试，系统规划了燃气轮机国产化战略[1-3]，有序开展了一系列国产化探索与行动，取得了一系列进展[4-16]。其中，仅燃气轮机尾筒密封件(其结构及安装位置参见文献[4]和文献[5])就进行了两轮国产化尝试。

在第1 轮国产化行动中，采用了全国产化制造方案，样品仅完成了5 个月的挂机运行实验，未能达到1 个检修周期(指燃烧器检查周期，下同)的实用需求[5]。这说明，虽然国产化的路子是正确的，但较为激进的国产化技术路径脱离了当时国情，需要加以修正。

本文主要介绍第2 轮国产化案例，分享经验与教训。

1 开发思路

遵循既定战略规划设计的“先修理、后制造”的技术创新路线，先从新品到货入手，以燃气轮机原始供应商(包括其特定合作厂家，下同)销售的新的尾筒密封件为基础，走“先增(增加措施)后改(改进措施)”的修理性道路，提高技术开发获取成功的概率[3]。

正如第1轮国产化那样，合作开发、军民融合是最佳途径[5]。结合考察国内燃气轮机研究机构的实力与期望，形成了以两家电厂、一家航空发动机修理厂家(C厂家，含其研究机构)为主的战略合作与技术开发联合体。B 电厂在燃气轮机国产化方面有一定的探索及业绩[17-19]。C厂家具有良好的军用、民用航空发动机修理经验[20-22]，与A、B电厂具有良好的合作基础和科研成绩。

2 方案

燃气轮机尾筒密封件是连接尾筒与第1 级静叶的装置，在运行中与尾筒、第1 级静叶一样处于很高的温度环境，承受着热膨胀、热对中、热应力、热冲击和热腐蚀等不利影响。仔细观察发现，燃烧器尾筒的内壁及第1级静叶都附有高温涂层，而尾筒密封件没有，这就使得尾筒出口密封件劣化显得尤为突出。因此，在尾筒密封件的燃气通流外表面喷一层高温涂层(如图1所示)，有可能使尾筒密封件的温度梯度减小，从而减小基体金属所受的热应力影响，进而减轻尾筒密封件的劣化，延长尾筒密封件的使用寿命。

图1 尾筒密封件外通流面

文献[20]介绍了2012 年前存在的数种航空发动机涂层技术，当时正打算研究更为先进的可以在1 250 ℃以上正常工作的航空发动机涂层技术。这与F级重型燃气轮机尾筒密封件所处的工作温度相当。后来文献[23]对燃气轮机起动过程热障涂层进行了应力数值分析，认为起动过程中涂层瞬态温度场的变化主要受燃气温度的变化规律影响，起动过程未见热应力激增现象，陶瓷层烧结和氧化层增厚主要对起动初期尤其是起动过程的初始残余应力有重要影响，对起动过程中后期的影响可忽略，从而支持了这种涂层技术的可信度。

3 涂层材料

涂层调查。1989 年起涂层技术进入了快速发展期[24]，国内外对燃气轮机热障涂层技术的研究很多[25-29]，特别是近几年国内陆续展示了一些重要的研究成果[30-40]。这些重要的研究成果皆晚于本轮国产化行动开始日期。因此，本轮国产化中的涂层材料研究主要基于航空发动机涂层技术及经验。

基材分析。运用逆向工程对尾筒出口密封件的基材进行了光谱、材料、机理分析，初步掌握了材料性能。

涂层选型。结合尾筒密封件的工作环境温度和技术要求以及基材成分分析结果，借鉴燃气轮机透平叶片修理技术经验，决定采用航空发动机修理用钇稳定氧化锆涂层[20]。当时市面上广泛采用性能较好的热障涂层材料MCrAlY和YSZ，后者隔热效果最高只有170 ℃，使用温度低于1 200 ℃，因此选用MCrAlY作为底层、YSZ作为面层的双层结构。这种涂层在现代军用、民用航空发动机修理领域广泛应用，业绩优良，但能否推广应用到地面重型、大型燃气轮机，尚须通过本研究来实践验证。

4 涂层制备工艺

依靠C厂家现有设备能力，开发出高温保护涂层制备工艺，使涂层性能指标不低于航空技术标准和国外燃气轮机供应商的技术规范。

针对尾筒出口密封结构，设计制造工装夹具，用于涂层制备时零件固定，使得涂层制备时能够牢固地夹持尾筒密封件。

对尾筒出口密封件的燃气通道面进行涂层制备前的吹砂处理，增大摩擦力，使基体与TBC涂层的底层牢固结合。

采用超音速火焰喷涂制备底层(MCrAlY)，使底层厚度与尾筒燃气通道面一致，厚度控制为0.1 mm。

采用等离子机械手喷涂工艺制备面层，厚度控制为0.3 mm。

涂层制备工艺经过工厂试验与检验，评估后能够满足1 个检修周期要求。

随后制备出合格样品并安装在机组上进行挂机实验。

5 挂机实验

连续运行方式下第1次挂机实验，只带了2组4 片尾筒密封件样品(内、外环尾筒密封件各2 片，配套安装)，安全运行超过1个检修周期，达到10 493 EOH(1) 。EOH (Equivalent Operating Hours) 为等效运行时间，EOH(1)为燃烧器等一类热通道部件的等效运行时间[2]。图2和图3分别为运行8 000 EOH(1)后的原件与本样品关于冷却孔裂纹的情况比较，前者冷却孔裂纹很多，后者未见裂纹。

连续运行方式下第2次挂机运行实验，将以上两组4 片样品继续使用并对其余18 组36 片尾筒密封件增设涂层，重复使用又满1 个检修周期(如图4所示)。此时，样品运行时间累计达2 个检修周期15 837 EOH(1)。其中，有2片样品(均为外环尾筒密封件)的涂层出现了部分脱落，与其余18 片外环尾筒密封件一样，拆下后有点变形，无法安装进设备原位置。

连续运行方式下第3次挂机实验时，更换了20 片外环尾筒密封件并增设了涂层。将第1次、第2次挂机运行实验后仍然合格的2 片样品(均为内环尾筒密封件)一起安装到位，重复使用又满1个检修周期，达到21 363 EOH(1)。此时，每片尾筒密封件的冷却孔出口处均出现了微小裂纹，决定不再修复、利用、实验。

两班制运行方式下挂机实验，对全部20组40 片尾筒密封件增设涂层，安全运行满1个检修周期，累计 310 次启停7 989 EOH(1)。检查实验结果发现涂层虽然没有多少脱落，但内环尾筒密封件与外环尾筒密封件的冷却孔附近均有裂纹产生，内环尾筒密封件相较外环尾筒密封件明显严重得多，显然都不能够继续修复使用(如图5所示)。

图5 尾筒密封件冷却孔出口处裂纹

6 实验分析

1) 所有实验都安全稳定运行了至少1 个检修周期，说明该航空发动机涂层材料满足燃气轮机实际使用要求。

2) 连续运行方式下挂机实验最长达到3 个检修周期，说明：涂层材料隔热效果很好；涂层制备工艺质量也可以做到很好；涂层最长寿命可以达到21 363 EOH(1)，这为航空发动机涂层材料研究提供了可能方向，如大型民用航空发动机TBC寿命普遍要求达到上万小时[29]，以后可向2 万多小时迈进；确证基材抗蠕变疲劳的极限寿命约为21 363 EOH(1)。

3) 连续运行方式下挂机实验结果相差了1～2个检修周期，说明：涂层对基材的保护效果相差很大；同样在连续运行方式下，成套外环尾筒密封件的寿命普遍少于样品的寿命，显示涂层的批量化制备工艺质量与零星化制备工艺质量有明显差异。

4) 连续运行方式下2 片样品累计挂机运行至15 837 EOH(1)后出现涂层部分脱落，原因可能是涂层制备过程中质量控制不太稳定或者涂层制备工艺技术上还有可以改善之处。2 片外环尾筒密封件累计挂机运行至15 837 EOH(1)后出现弯曲变形，比内环尾筒密封件少运行1 个检修周期，主要原因可能是外环尾筒密封件基材金属内、外温差相对较大所致。

5) 两班制运行方式下燃气轮机热部件及尾筒密封件的损伤(以冷却孔附近裂纹为主要特征)本来就比连续运行方式下严重得多(后者以胀粗及弯曲变形为主要特征)。增设涂层后并没有改变这一趋势特征，且运行寿命都只能维持300次启停次数，说明增设涂层对于尾筒密封件性能的改善依然抵御不了基材自身的性能约束，以后应当在基材材料上多下工夫。

6) 两班制运行方式下内环尾筒密封件比外环尾筒密封件冷却孔处的裂纹明显严重得多，主要原因有：内环尾筒密封件更接近于燃烧室中心，工作环境温度相对较高；涂层制备上，当时没办法喷的太厚，太厚结合强度上不去，容易脱落；鉴于各种涂层制备工艺技术的优缺点[30]及制备批次稳定性问题[29]，不能排除本次涂层制备的质量问题，因为TBC制备过程中整体冷却阶段所产生的热应力在总的热应力中有着较大的比重，对于TBC质量及其服役寿命有着显著影响[26]。文献[31]研究结果表明，相同高温氧化试验条件下，振动会使涂层裂纹密度与宽度皆有所增加，热障涂层由于高温下的振动疲劳会加速其剥落，但本轮挂机运行实验中未发现大量涂层脱落现象，因此，可以排除烟气流动不均匀所导致的振动问题。

7) 比较连续运行方式与两班制运行方式下的挂机运行实验结果，可以发现该热障涂层技术仍有一定的改进余地，如：改进涂层制备工艺，目前性能较好的热障涂层材料仍然是MCrAlY 和 YSZ[24]，可以考虑对 MCrAlY粘结层进行适当的预氧化处理，容易在 MCrAlY粘结层与陶瓷表层间形成保护性Al2O3氧化物，进一步降低粘结层的氧化，提高陶瓷层与粘结层的结合力，从而提高 TBC的热循环寿命[40]；研究在冷却孔出口处的尾筒密封面上增设热障涂层的制备工艺技术，进一步提高隔热效果；尝试研究开发或采用新的更先进的涂层(如LZ7C3涂层[36])和制备工艺技术[37-39]。