가스터빈 고온부품 열차폐코팅의 내구성에 관한 연구

Abstract

가스터빈 관련 기술을 보유하고 있는 선진국들은 관련기술의 이전을 극도로 경계하고 있으며 공력설계와 주조기술 및 관련 요소기술에서 많은 특허권을 확보하여 후발개발 국가들의 기술개발을 차단하고 있다. 가스터빈의 개발과 같은 선진 항공우주분야의 기술 개발은 단시간 내에 이루어질 수 없는 복합적인 첨단 기술이므로 치밀하게 계획을 수립하여 핵심기술을 단계적으로 개발해가는 것이 바람직하다. 국내에 도입된 가스터빈 발전설비는 모두 외국의 OEM 제작사로부터 수입되어 운영되고 있으며 일부 부품에 대해서는 단계적으로 국산화 개발을 수행하고 있다. 본 연구에서는 국내 가스터빈 설비중에서 가장 최신이며 주력을 이루고 있는 연소온도를 기준으로 1300℃급에 적용되고 있는 열차폐 코팅 기술을 개발하기 위한 사전 기술을 확보하기 위하여 열피로에 의한 기계적 특성과 내구성에 영향을 주는 인자들을 연구함으로써 열차폐 코팅의 건전성 평가에 필요한 기반을 제시하고자 하였다. 가스터빈 블레이드의 모재와 동일한 시편에 대하여 대기용사코팅과 고속화염용사코팅 방법으로 bond coat 층의 두께를 3 종류로 달리하여 제작하였다. 본 시편에 대하여 고온 등온 산화 실험한 결과 TGO 층은 모든 시편의 ceramic top coat와 bond coat 사이에서 초기 bond coat 층의 두께에 상관없이 온도와 노출 시간에 비례하여 선형적으로 증가하였다. 또한 등온산화보다 사이클 열피로 조건에서 성장 속도가 더욱 증가하였다. APS bond coat로 제작된 TBC 시편의 top coat는 열피로 동안에 13~17회에서 얇게 갈라졌고, HVOF는 20회에서 파괴되었으며 열피로 후 top coat층의 두께는 열피로 전의 두께와 비교하였을 때 25~46% 정도 감소하였다. HVOF 시편보다는 APS 시편에서 두께 감소가 컸으며, bond coat의 두께가 감소할수록 top coat의 두께 감소가 증가하였다. 열화시편에서 발견되는 TGO의 성장과 형상이 불균일한 것을 모사하여 각 계면에서의 응력 상태를 평가해 본 결과 radial stress는 형상비가 증가할수록 valley부와 peak부에서 off-peak부까지 확대되었지만 axial stress는 점진적으로 peak부에 집중되었다. 최대 압축 radial stress는 형상비가 0.3까지 일정하다가 지속적으로 증가하지만, 최대 압축 axial stress는 형상비가 0.35~0.45까지 감소하다가 일정하게 유지되었다. 최대 압축 잔류응력은 TBC/TGO 계면이 TGO/bond coat 계면보다 컸으며, 인장응력의 경우는 초기부터 radial stress가 axial stress보다 10배 정도 컸지만 형상비의 변화에 거의 영향이 없었다. 형상비가 0.5a인 모델을 사용하여 TGO의 두께 증가에 따른 잔류응력의 분포를 관찰한 결과 TGO의 두께가 증가할수록 off-peak부에서 radial 방향의 압축잔류응력이 증가되었지만 axial 방향의 경우는 크기가 약간 증가한 반면 응력 집중 영역이 감소되었다. 고온에서 TGO의 성장에 의해 발생된 응력은 TBC와 TGO의 creep relaxation에 의한 응력 완화 속도에 비해 swelling에 의한 응력부의 변화에 크게 의존하는 것으로 나타났으며, 이러한 응력은 TGO의 크리프 변형에 의해 swelling에 의한 TBC의 응력이 완화되어 실제 코팅 시편에서는 실험적 자료에 의한 모사 결과보다 수명을 증가시켜 주는 것을 알 수 있었다. 제작공정과 열피로 조건에 따른 nano-indentation법과 Hertzian-indentation법에 의한 TBC의 열피로 실험 전_후의 기계적 특성인 경도 (H)와 탄성률 (E) 및 접촉손상 거동에 의하면, TBC에서 bond coat의 두께가 두껍거나 중간일 경우 (0.28㎜와 0.14㎜) 열화시험동안 delamination 현상에 의해 1100℃ 100시간의 조건에서 파손되었다. 코팅 제작 후에는 계면에서 불연속대를 확인할 수 있으며, 이러한 불연속대는 APS 공정과 HVOF 공정 시편에서 서로 다른 경향을 보여 주고 있으며, 이러한 차이는 분말을 녹이고 용사하는 과정에 기인하는 것으로 고온 노출 후 이러한 불연속대는 사라지며 top coat의 치밀화에 의해 bond coat와 top coat의 계면으로 이동하는 것을 알 수 있었다. Bond coat층의 두께가 증가할 경우 substrate에서 손상영역이 감소하는데 이는 압력이 가해졌을 경우 bond coat층이 완충역할을 해주었기 때문이었다. HVOF로 제조하였을 경우가 APS로 제조하였을 경우 보다 손상에 대한 저항이 증가하였다. TBC의 하부 표면에서 접촉손상이 열화시험 후 증가하는 원인은 top coat의 재소결에 의한 결과라고 판단할 수 있으며 열피로 조건은 top coat를 재소결시키며 top coat와 bond coat 사이의 계면에서 TGO층을 성장시킴으로써 응력과 스트레인 영역의 불일치가 증가하게 되며, TBC의 하부 층간의 계면에서 응력 집중을 증가시켰다. 사용 블레이드에 대한 마이크로 비커스 경도시험 평균치는 모재의 경우 신재가 높았고, bond coating의 경우 사용재가 상대적으로 높았으며 코팅층의 두께는 사용재의 leading edge 부분의 top coating 두께가 다른 측정 위치에 비하여 특히 얇았으나, leading edge 부분의 TGO의 두께는 다른 지점의 TGO 두께보다 약 2배정도 더 두꺼웠다. 사용 블레이드에 대한 top coating의 porosity 측정에서 porosity는 leading edge부로 접근할수록 높아지는 경향을 관찰할 수 있었다. 이러한 결과를 활용함으로써 열차폐코팅의 손상원인과 손상을 초래하는 메커니즘을 이해할 수 있었으며 실제 부품에서 발생하는 손상 유형을 분석함으로써 근본적인 해결을 위한 기본 자료로 활용할 수 있을 것으로 판단된다.; Advanced countries that hold key technology for the gas turbines are hesitate and have confidential attitude on the technical transfer to other nations, and have patented on the related applications and results to protect their original technology and entrance of new competitors. Accordingly it is resonable to make long-term plan and development schedule for the technology development of gas turbines in state-of-art aeronautics and space field that is complex and integrated high technology and hard to archive in short-term period. Industrial gas turbines operating now in domestic power market was imported from OEM manufacturer and parts was locally manufactured by domestic companies. In order to secure the thermal barrier coating technology applied to 1300℃ class gas turbines that constitute main domestic power generation facility, this study proposed fundamental database and knowledge for evaluation of integrity and root failure cause of thermal barrier coating applied on moving blade parts by investigation on the mechanical property change and factors having influence on durability after thermal exposure. Test specimen with three thickness conditions of bond coat was prepared by air plasma spray and high velocity oxygen fuel methods on the substrate of same as gas turbine blade material. After isothermal exposure test, the thickness of TGO formed between top coat and bond coat was increased linearly proportioned to temperature and time and showed no dependance on the bond coat thickness and process. The growth rate was more fast in the cycling condition than isothermal. Top coat prepared by APS bond coat was failed after 13~17 cycles and coat by HVOF was failed after 20 cycles. Thickness of top coat was decreased by 25~46% compared with before thermal exposure and the thinner of bond coat thickness the more top coat thickness decreased and APS specimen was more decreased than HVOF specimen. In the FEM results of stress distribution in the interfacial boundaries by simulating growth and aspect change of TGO found in tested specimen, radial stress field was enlarged from peak to off-peak and axial stress was concentrated on the peak region more and more by increasing aspect ratio. Compressive radial stress was constant by 0.3 then increased and compressive axial stress was decreased by 0.45 and then showed constant value and the stress magnitude was large in TBC/TGO interface than TGO/bond coat interface. Tensile stress in radial component was 10 times larger than axial component from the begin, but showed no changes by aspect ratio conditions. The simulated results of stress distribution using aspect ratio of 0.5 and TGO thickness change showed compressive stress of radial component was increased in off-peak region but axial component was a little increased and stress concentrated region was decreased by increasing of TGO thickness. Stress formed by TGO growth in high temperature was strongly depend on the change of stress region by swelling than stress relaxation rate by creep relaxation of TBC and TGO. Relaxed stress state was contributed to the increasing of life than simulated by experimental database. From the results of mechanical properties of hardness and elastic modulus, and contact damage behavior tested on the before and after thermal cycle by nano-indentation and Hertzian-indentation method, the thickness of thick and intermediate specimen (0.28㎜와 0.14㎜) was delaminated during test at 1100℃ 100 hrs condition, and as-coated specimen showed discontinuity of mechanical property at interfaces and this tendency was caused by inherent process difference, and APS and HVOF specimen showed differently. After thermal exposure the discontinuity was disappeared in bond/top coat interface but resintering effect happened in top coat densificated top coat and increased hardness. Damage region of substrate was decreased by increasing bond coat thickness due to buffer effects of bond coating on external load and the extend of damage region was increased in HVOF specimen than APS specimen. The increase reason of contact damage under top coating was resintering of top coating, and the growth of TGO in top coat and bond coat interface resulted in increase dismatch of stress and strain region and stress intensity was more concentrated in interface. The average of vickers hardness of used blade was higher than new blade in substrate, but results was reversed in bond coating. Coating thickness was thinner in leading edge region, especially TGO thickness in this region was 2 times than average that means more severe environment was involved. Porosity examination in top coating of used blade revealed the tendency of higher porosity closing to the leading edge region. From this results failure causes and mechanisms of thermal barrier coating system were understood, and it will be usable database for fundamental settlement of failure by analysis of real part failure patterns.