高溫材料研究進展及其在航空發動機上的應用

劉巧沐，黃順洲，劉佳，張乘齊，房人麟，裴會平

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.西北工業大學超高溫結構復合材料國防科技重點實驗室，陜西西安710072)

高溫材料研究進展及其在航空發動機上的應用

劉巧沐1，黃順洲1，劉佳2，張乘齊1，房人麟1，裴會平1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.西北工業大學超高溫結構復合材料國防科技重點實驗室，陜西西安710072)

隨著航空發動機推重比的提高，急需發展集輕質、高強韌、耐高溫、長時間、抗燒蝕于一體的高溫結構材料，如TiAl系和Ni3Al基金屬間化合物、Cf/C復合材料、陶瓷、CMC-SiC復合材料等，以滿足航空發動機愈加苛刻的工作環境。簡要介紹了適用于高推重比航空發動機的高溫結構材料的研究進展、成果、應用現狀及存在問題，指出了高推重比航空發動機用高溫結構材料是今后的研究目標和發展方向。

航空發動機；金屬間化合物；碳/碳復合材料；陶瓷基復合材料；高溫材料

1 引言

隨著飛機航程和飛行速度的提高，尤其是臨近空間高超聲速飛行器為獲得高機動性和長航程，使得航空發動機服役環境愈加苛刻，對結構材料的性能要求也越來越高。目前，航空發動機用傳統金屬材料的使用溫度已接近其極限，不能滿足高推重比航空發動機的設計要求。因此，急需發展能在極端高溫環境下穩定工作，集輕質、高強韌、耐高溫、長時間、抗燒蝕于一體的結構材料，以用于發動機熱端等各種關鍵部位或部件[1，2]。

2 高溫結構材料及應用

目前，有望用于高推重比航空發動機的高溫結構材料，主要有難熔金屬及其合金、金屬間化合物、碳/碳復合材料(Cf/C)、陶瓷及陶瓷基復合材料。

2.1 難熔金屬及其合金

難熔金屬及其合金具有熔點高、耐高溫、抗腐蝕和耐磨損等優點，是研究最早并得到應用的超高溫材料。但其密度太大、資源少、成本高，且抗氧化性能較差，限制了其在高超聲速飛行器及其推進器熱端部件上的應用。

2.2 金屬間化合物

金屬間化合物是介于金屬和陶瓷間的一類材料，與陶瓷相比具有較低的脆性，與金屬相比則具有較高的熔點。目前，新一代高溫結構材料的使用溫度若要達到1 600℃左右，按0.8倍熔點溫度計算最高使用溫度，則其熔點至少要達到2 000℃。金屬間化合物TiAl、Ti3Al、Ti2AlNb、Ni3Al及Nb-Si等的熔點均在1 500℃左右，熔點超過2 000℃的金屬間化合物不多，主要包括Mo3Si、MoSi2、Re3Nb、W2Hf、Mo2Hf、Mo5Si3、Ti5Si3等。除MoSi2的使用溫度超過1 600℃外，其他金屬間化合物的使用溫度一般為900～1 100℃。MoSi2密度較低(6.24 g/cm3)，具有良好的高溫抗氧化性和導熱性，但其C11b型晶體結構的低延性限制了其應用[3]。

2.2.1 TiAl系合金

國外對TiAl合金的研究已進行了十余年。典型代表包括美國GE公司的Ti-48Al-2Nb-2Cr、How?met公司的Ti-47Al-2Nb-2Mn+0.8%TiB2，歐洲ABB公司的Ti-47Al-2W-0.5Si等。迄今為止，在航空發動機領域，國外已公開報道了十幾個TiAl零部件完成地面裝機試驗(表1)，為TiAl合金在航空發動機上的應用奠定了技術基礎[4]。其中，GE公司在最新的民用航空發動機GEnx上采用鑄造TiAl低壓渦輪葉片，標志著TiAl合金開始進入應用階段[5]。與鑄造TiAl合金葉片相比，鍛造葉片的力學性能大幅提高，可靠性也顯著提高。從2000年開始，國外開始采用等溫或近等溫模鍛工藝制造TiAl合金高壓壓氣機葉片(圖1)。目前，美、德、俄正開展真空或保護氣氛下的等溫精密模鍛工藝研究。

表1 國外TiAl合金零件在航空發動機上的試驗情況Table 1 Test results of TiAl parts in aero-engines abroad

圖1 TiAl合金擠壓棒材經等溫模鍛工藝制造葉片過程Fig.1 Isothermal forged TiAl blades fabricated with extruded ingot billet

Ti3Al金屬間化合物能部分替代高溫合金，用于渦輪機匣等零部件，與高溫合金零件相比，結構質量可減輕40%左右。國外對Ti3Al金屬間化合物的研究已從試驗室發展到工業生產規模，典型代表包括美國的Ti-21Nb-14Al和Ti-24Al-14Nb-3V-0.5W。目前，多種Ti3Al金屬間化合物發動機部件已試制成功，如Ti3Al高壓渦輪支撐環、壓氣機機匣等[6]。

Ti2AlNb(O相)是第二代Ti3Al基合金，密度較小(約5.3 g/cm3)、熱膨脹系數較低，許用溫度600～750℃，高溫持久和蠕變強度較高[7，8]，用于制造燃燒室內、外機匣等，比GH4169結構質量減輕約30%。GE公司自上世紀90年代開始研制該合金，其目標是以Ti2AlNb合金替代In 718合金制造高性能航空發動機渦輪盤，以實現減輕結構質量35%～40%[6]。目前，Ti2AlNb合金已進入應用階段。據悉，美國以Ti2AlNb合金為輪盤，以鑄造γ-TiAl合金為葉片，研制了雙合金離心壓氣機葉輪，顯著降低了成本和質量。

國內在Ti-Al系列金屬間化合物的材料設計、組織優化與控制及制備工藝等方面開展了系統研究，研發出了一些各具代表性的Ti-Al系專利合金，并在解決合金室溫脆性方面有了新的突破，在組織控制、塑性韌性改善及制備技術等關鍵技術方面也取得了突破性進展。但國內Ti-Al系合金零件制造成本高昂，及室溫低塑性、低韌性材料的應用設計方法缺乏等原因，使其在航空發動機上的應用研究還處于起步階段。

2.2.2 Ni3Al基合金

Ni3Al基合金具有熔點高、密度低、組織穩定、高溫強度高、熱強性能好、鑄造工藝性好、成本低等特點。近30年來，美、俄等國對Ni3Al基合金開展了廣泛研究，取得了大量研究及應用成果[9～11]。俄羅斯發展了BKHA系列Ni3Al基等軸、定向和單晶合金，并采用BKHA-4y合金研制了發動機單晶渦輪葉片，較鎳基合金葉片輕7%～8%，成本降低20%～25%。美國發展了NX-188、WAZ-20、IC164、IC72等Ni3Al基合金，已用于發動機葉片、渦輪外環、噴管調節片等。

我國是世界上較早研究Ni3Al及其合金的國家之一，在鑄造Ni3Al基合金方面開展了大量工作，研制的IC6和IC10定向柱晶在我國先進航空發動機上獲得了應用[11，12]。目前，國內正在研制Ni3Al金屬間化合物單晶材料。

2.2.3 Nb-Si基合金

Nb-Si系合金具有熔點高(＞1 700℃)、密度低(約7 g/cm3)、斷裂韌性適中、高溫強度優良、疲勞強度和鑄造性能好等優點，其使用溫度有望達到1 200～1 400℃[13]，可采用傳統的、類似于高溫合金的方法加工，是高推重比航空發動機高壓渦輪導向葉片等熱端部件最具潛力的候選材料。

日本主要研究了高W、Mo含量的Nb-Si合金，但該合金密度(約9 g/cm3)較大、高溫抗氧化性差，不適用于航空發動機。美國GE公司主要研究了低密度(約7 g/cm3)的Nb-Ti-Si系合金，對合金元素作用、制備工藝、抗氧化涂層等進行了大量研究，技術成熟度較高，擁有一系列綜合性能較好的專利合金，并制備出長度接近150 mm、厚度為3～8 mm的葉片模擬件(圖2)。為提高高溫強度和蠕變抗力并克服脆性，GE公司制備出Nb-Si系合金[13]，如Nb-Nb5Si3微疊層雙相復合材料；微疊層復合材料的成分、結構設計和制備工藝等關鍵技術均嚴格保密。但目前，Nb-Si系合金要實現工程應用，還存在中低溫塑性與韌性差、高溫抗氧化性能差、制備工藝不成熟等問題[14]。

圖2 GE公司制備的Nb-Si基合金渦輪葉片模擬件Fig.2 Nb-Si based alloy turbine blades fabricated by GE

目前，國內在Nb-Si基合金材料及其制備工藝等方面與國外先進水平相比還存在較大差距，在大尺寸母合金錠熔煉技術、精密成形技術、綜合性能匹配、抗氧化涂層、熱障涂層等方面均需大量研究。

2.3 Cf/C復合材料

Cf/C復合材料具有密度低、比模量高、比強度高、高溫強度高、耐超高溫、耐燒蝕、耐熱沖擊、熱膨脹系數低(－1×10-6～1×10-6K-1)、抗熱震性優良等優點。早期的Cf/C復合材料構件的研制與應用，優先發展航空發動機低承載、低風險靜止件，沿襲金屬構件設計理念。隨著技術的發展，逐步開始依據復合材料設計理念研制長壽命、高承載、結構復雜部件，并不同程度得到應用。美國從20世紀80年代開始，設計并制造了帶涂層的Cf/C復合材料燃燒室部件、噴管部件、渦輪轉子等，部分試驗件在F100、F119等發動機上成功通過了長期試車考核。法國幻影2000飛機發動機噴油桿、隔熱屏、魚鱗片等零件及M88-2發動機噴管，也已采用Cf/C復合材料制造[15]。

但Cf/C復合材料在超過370℃時開始氧化，在500℃以上會明顯失重[16，17]，其在高溫有氧環境下的氧化敏感性成為其在高推重比航空發動機中應用的制約因素。使用抗氧化抑制劑和抗氧化涂層，如難熔金屬化合物(HfC、HfC-SiC、HfB2、HfTaB2等)及Ir-Re涂層，可提高Cf/C復合材料在氧化環境中的工作溫度[18]。近幾十年來，國外在Cf/C復合材料抗氧化涂層工藝研究及應用研究方面取得很大進展。如日本1994年發射的OREX和1996年發射的HY?FLEX高超聲速試驗飛行器的頭錐，便使用了抗氧化Cf/C復合材料[19]?？寡趸繉与m可提高Cf/C復合材料的抗氧化、抗燒蝕能力，使其承受更高的溫度[20]，但涂層與基體間的熱失配應力會限制其工作壽命。因此當溫度高于1 700℃時，抗氧化涂層的長時間保護效果并不理想。

國內從20世紀70年代起開始Cf/C復合材料研究，先后研究了Cf/C復合材料噴管調節片等零部件，現已具備制造大型Cf/C復合材料生產設備、規模生產Cf/C復合材料的能力，且材料性能與國外同類產品相當，為其工程應用奠定了堅實基礎。

2.4 陶瓷材料

陶瓷材料具有高溫強度高、熔點高、熱穩定性好、熱膨脹系數較小、密度低、硬度大、耐磨等優點。陶瓷及陶瓷基復合材料用作高溫結構的研究始于上世紀90年代，(α+β)Sialon復相陶瓷被視為航空發動機軸承的候選材料[21]。但陶瓷脆性大、強度分散大、可靠性低的主要缺點并未得到充分改善，因此能在超高溫環境中工作的并不多。

目前，能在高于2 000℃氧化環境中使用的陶瓷主要是難熔金屬化合物。難熔金屬化合物是超高溫結構陶瓷(UHTC)中的佼佼者，尤其是Zr、Hf、Ta的硼化物和碳化物(如ZrC，ZrB2，HfC，HfB2和TaC等)等的熔點都超過3 000℃，具有超高硬度，高的熱導率、彈性模量和高溫強度，優異的熱穩定性和化學穩定性，良好的抗燒蝕性、抗熱震性和抗高速氣流(粒子流)沖刷性等優異性能[22，23]。但UHTC的抗氧化性較差。對于難熔金屬硼化物，1 200℃以下，液態B2O3玻璃相的生成可起到良好的抗氧化保護作用；但在1 200℃以上，B2O3玻璃快速蒸發，發生快速氧化。由于UHTC組分中常離不開SiC，通過摻入B4C、SiC(加入SiC，在高溫時形成的硅酸鹽玻璃具有很好的潤濕性和愈合作用)等制成復相陶瓷，可改善UHTC的抗氧化、抗燒蝕和抗熱震性[24～26]。美國NASA研制出一種用作前緣材料的ZrB2-SiC超高溫復相陶瓷，最高使用溫度可達2 000℃，并可重復使用；相同條件下，其燒蝕量約為抗氧化C/C復合材料的1/130[27]。此外，NASA還研究出HfC-SiC、HfB2-SiC、HfB2-ZrB2-SiC、ZrC-SiC等超高溫材料。但這些超高溫復相結構陶瓷難于燒結、密度大，對缺陷敏感，存在明顯的體積效應，構件尺寸受到極大限制，只適用于局部極高溫區。

2.5 陶瓷基復合材料

陶瓷基復合材料(CMC)，尤其是連續纖維增韌陶瓷基復合材料(CFCC)，具有陶瓷的優異性能，克服了陶瓷脆性大和可靠性差的弱點，對裂紋不敏感，不易發生災難性斷裂，在航空航天等高科技領域具有巨大的應用潛力，被視為新一代重點發展的高溫熱結構材料；在20世紀90年代進入應用研究階段。世界各國都將CFCC作為高溫材料研究的重點，其中研究最多、應用最成功和最廣泛的是連續纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料(CMC-SiC)[2，28～33]，如碳纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料(Cf/SiC)和碳化硅纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料(SiCf/SiC)(圖3)。CMC-SiC復合材料綜合了Cf/C復合材料和高溫SiC陶瓷的優點，密度低(僅為高溫合金的1/3～1/4)，耐溫能力高，只需較少或無需冷氣，在溫度低于1 650℃的氧化環境中可長時間抗氧化、抗燒蝕，已引起美、日、法、德等國的普遍關注。

GE公司采用CVI技術制備的Cf/SiC防熱結構構件，可在1 650℃使用100 h以上。德國Sanger、法國Hermes、美國NASA的X-37和X-38飛行器、美國海軍HWT和美國防御研究機構的ARRMD計劃，均采用Cf/SiC復合材料作高溫防熱部件[32，33]。X-38采用了Cf/SiC襟翼和頭錐帽；X-37采用了Cf/SiC組合襟翼、方向舵、襟副翼、機翼前緣和頭錐帽；Hermes采用了Cf/SiC頭錐帽和機翼前緣[31]。這些構件的局部最高溫度在極短時間內可達1 800℃?？己撕驮囷w結果表明，Cf/SiC防熱結構構件可滿足1 650℃下高載荷、較長壽命的使用要求。

圖3 CMC-SiC在航空發動機上的應用趨勢Fig.3 Application tendency of CMC-SiC composites on aero-engines

表2 CMC-SiC復合材料在航空發動機上的驗證情況Table 2 Applications of CMC-SiC composites on aero-engines

航空發動機用CMC-SiC研究方面，從上世紀90年代開始，歐美以推重比8～10一級航空發動機為演示驗證平臺，對CMC-SiC構件進行了大量應用驗證(表2)，表明CMC-SiC可使中等載荷靜止件顯著減重，并提高工作溫度和疲勞壽命[34～36]。CMC-SiC噴管調節片/密封片，已在國外M53-2、M88-2、F100、F119、EJ200、F414、F110、F136等多種型號發動機中成功試驗并應用多年。法國Snecma公司研制了CMC-SiC燃燒室火焰筒、加力燃燒室內錐體、火焰穩定器、外調節片和密封片，并在F100等發動機上進行了試車考核[31，36]。美國NASA和GE、Soler等公司研制了CMC-SiC調節片和密封片(圖4)、SiCf/SiC低壓渦輪導向葉片、SiCf/SiC復合材料環形燃燒襯套、Cf/SiC渦輪轉子、SiCf/SiC渦輪葉片等構件，分別在F110、F414、F136等發動機上進行了試車考核。日本先后在AMG計劃和ESPR計劃中，研制了CMC-SiC復合材料燃燒室內襯、隔熱屏、渦輪葉片和渦輪轉子等?？偟膩碚f，CMC-SiC噴管調節片/密封片等中溫中等載荷靜止件，已完成全壽命驗證并進入實際應用和批量生產階段；燃燒室火焰筒和內外襯等高溫中等載荷靜止件正進行全壽命驗證，有望進入實際應用階段；而渦輪轉子和渦輪葉片等更高溫更高載荷轉動件尚處探索研究階段，使用壽命與應用要求相距甚遠。

圖4 F414-GE-400發動機用CMC-SiC調節片/密封片Fig.4 CMC-SiC flaps and seals on F414-GE-400

國內從20世紀90年代開始大量研究CMC-SiC及EBC涂層，突破了一系列關鍵技術，建立了具有自主知識產權的工藝技術路線和設備體系，目前材料性能已接近或達到國際先進水平。研制的CMC-SiC燃燒室浮動壁瓦片模擬件、調節片和密封片，成功通過了航空發動機環境短時考核[36，37]，為CMC-SiC從基礎研究向工程應用轉化起到了鋪墊作用。但國內CMC-SiC應用于航空發動機，在構件的設計、精確成型、加工、連接、考核等方面還存在一些問題，有待進一步研究。

一般認為，CMC-SiC無法在溫度高于1 700℃的氧化環境中長時間使用[3，18]。為滿足新型航空航天器更苛刻的工作環境，可采用ZrC、TaC、ZrB2等對CMC-SiC進行超高溫基體改性和涂層改性，以發展更長壽命、更高溫度和結構功能一體化的新型超高溫結構材料。這不僅可克服超高溫復相陶瓷的缺點，提高使用溫度，延長使用壽命，同時還能確保使用可靠性。目前，我國已具備相關制備技術基礎[2，38～40]。

3 結束語

縱觀國內外高推重比航空發動機的現狀及發展，對熱端部件用高溫材料的要求越來越高，加強新型高溫結構材料，尤其是金屬間化合物、Cf/C復合材料、CMC-SiC復合材料等革命性新材料的研制與應用研究迫在眉睫。

(1)在可靠性、耐久性、工藝性及性能綜合平衡基礎上優化重量，實現材料與工藝、結構與設計的協同。

(2)金屬間化合物要實現在航空發動機上的應用，還需在其室溫低塑性與低韌性、應用設計方法、加工等方面加強研究。

(3)Cf/C、CMC-SiC復合材料等在航空發動機中的應用尚處于起步階段，技術成熟度低，需在材料工藝及構件的設計、精確成型、加工、連接、集成驗證等方面加強研究。

(4)近期，金屬間化合物、Cf/C、CMC-SiC等材料還無法滿足高推重比發動機熱端部件的工作要求，高溫合金仍將是航空發動機熱端部件的主要用材，需繼續完善和深化傳統高溫合金的挖潛研究。

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Progress and Application of High Temperature Structural Materials on Aero-Engine

LIU Qiao-mu1，HUANG Shun-zhou1，LIU Jia2，ZHANG Cheng-qi1，FANG Ren-lin1，PEI Hui-ping1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Science and Technology on Thermostructural Composite Materials Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The high temperature structural materials,such as TiAl/Ni3Al based intermetallic compounds,Cf/ C composites,CMC-SiC composites,are the most promising materials for the high thrust-weight ratio aero-engines due to their lower density,thermally,chemically and mechanically stability.The progress,re?search achievements,application and problems of the high temperature structural materials were intro?duced.The research tendency of the high temperature structural materials in the future was also put forward.

aero-engine；intermetallic compounds；Cf/C composites；CMC-SiC composites；high temperature materials

V250；TB332

：A

：1672-2620(2014)04-0051-06

2013-11-21；

：2014-07-15

劉巧沐(1984-)，男，四川南充人，工程師，博士，主要從事航空發動機總體材料工藝方案設計。