高温材料研究进展及其在航空发动机上的应用

刘巧沐，黄顺洲，刘佳，张乘齐，房人麟，裴会平

(1.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500；2.西北工业大学超高温结构复合材料国防科技重点实验室，陕西西安710072)

高温材料研究进展及其在航空发动机上的应用

刘巧沐1，黄顺洲1，刘佳2，张乘齐1，房人麟1，裴会平1

(1.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500；2.西北工业大学超高温结构复合材料国防科技重点实验室，陕西西安710072)

随着航空发动机推重比的提高，急需发展集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的高温结构材料，如TiAl系和Ni3Al基金属间化合物、Cf/C复合材料、陶瓷、CMC-SiC复合材料等，以满足航空发动机愈加苛刻的工作环境。简要介绍了适用于高推重比航空发动机的高温结构材料的研究进展、成果、应用现状及存在问题，指出了高推重比航空发动机用高温结构材料是今后的研究目标和发展方向。

航空发动机；金属间化合物；碳/碳复合材料；陶瓷基复合材料；高温材料

1 引言

随着飞机航程和飞行速度的提高，尤其是临近空间高超声速飞行器为获得高机动性和长航程，使得航空发动机服役环境愈加苛刻，对结构材料的性能要求也越来越高。目前，航空发动机用传统金属材料的使用温度已接近其极限，不能满足高推重比航空发动机的设计要求。因此，急需发展能在极端高温环境下稳定工作，集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的结构材料，以用于发动机热端等各种关键部位或部件[1，2]。

2 高温结构材料及应用

目前，有望用于高推重比航空发动机的高温结构材料，主要有难熔金属及其合金、金属间化合物、碳/碳复合材料(Cf/C)、陶瓷及陶瓷基复合材料。

2.1 难熔金属及其合金

难熔金属及其合金具有熔点高、耐高温、抗腐蚀和耐磨损等优点，是研究最早并得到应用的超高温材料。但其密度太大、资源少、成本高，且抗氧化性能较差，限制了其在高超声速飞行器及其推进器热端部件上的应用。

2.2 金属间化合物

金属间化合物是介于金属和陶瓷间的一类材料，与陶瓷相比具有较低的脆性，与金属相比则具有较高的熔点。目前，新一代高温结构材料的使用温度若要达到1 600℃左右，按0.8倍熔点温度计算最高使用温度，则其熔点至少要达到2 000℃。金属间化合物TiAl、Ti3Al、Ti2AlNb、Ni3Al及Nb-Si等的熔点均在1 500℃左右，熔点超过2 000℃的金属间化合物不多，主要包括Mo3Si、MoSi2、Re3Nb、W2Hf、Mo2Hf、Mo5Si3、Ti5Si3等。除MoSi2的使用温度超过1 600℃外，其他金属间化合物的使用温度一般为900～1 100℃。MoSi2密度较低(6.24 g/cm3)，具有良好的高温抗氧化性和导热性，但其C11b型晶体结构的低延性限制了其应用[3]。

2.2.1 TiAl系合金

国外对TiAl合金的研究已进行了十余年。典型代表包括美国GE公司的Ti-48Al-2Nb-2Cr、How⁃met公司的Ti-47Al-2Nb-2Mn+0.8%TiB2，欧洲ABB公司的Ti-47Al-2W-0.5Si等。迄今为止，在航空发动机领域，国外已公开报道了十几个TiAl零部件完成地面装机试验(表1)，为TiAl合金在航空发动机上的应用奠定了技术基础[4]。其中，GE公司在最新的民用航空发动机GEnx上采用铸造TiAl低压涡轮叶片，标志着TiAl合金开始进入应用阶段[5]。与铸造TiAl合金叶片相比，锻造叶片的力学性能大幅提高，可靠性也显著提高。从2000年开始，国外开始采用等温或近等温模锻工艺制造TiAl合金高压压气机叶片(图1)。目前，美、德、俄正开展真空或保护气氛下的等温精密模锻工艺研究。

表1 国外TiAl合金零件在航空发动机上的试验情况Table 1 Test results of TiAl parts in aero-engines abroad

图1 TiAl合金挤压棒材经等温模锻工艺制造叶片过程Fig.1 Isothermal forged TiAl blades fabricated with extruded ingot billet

Ti3Al金属间化合物能部分替代高温合金，用于涡轮机匣等零部件，与高温合金零件相比，结构质量可减轻40%左右。国外对Ti3Al金属间化合物的研究已从试验室发展到工业生产规模，典型代表包括美国的Ti-21Nb-14Al和Ti-24Al-14Nb-3V-0.5W。目前，多种Ti3Al金属间化合物发动机部件已试制成功，如Ti3Al高压涡轮支撑环、压气机机匣等[6]。

Ti2AlNb(O相)是第二代Ti3Al基合金，密度较小(约5.3 g/cm3)、热膨胀系数较低，许用温度600～750℃，高温持久和蠕变强度较高[7，8]，用于制造燃烧室内、外机匣等，比GH4169结构质量减轻约30%。GE公司自上世纪90年代开始研制该合金，其目标是以Ti2AlNb合金替代In 718合金制造高性能航空发动机涡轮盘，以实现减轻结构质量35%～40%[6]。目前，Ti2AlNb合金已进入应用阶段。据悉，美国以Ti2AlNb合金为轮盘，以铸造γ-TiAl合金为叶片，研制了双合金离心压气机叶轮，显著降低了成本和质量。

国内在Ti-Al系列金属间化合物的材料设计、组织优化与控制及制备工艺等方面开展了系统研究，研发出了一些各具代表性的Ti-Al系专利合金，并在解决合金室温脆性方面有了新的突破，在组织控制、塑性韧性改善及制备技术等关键技术方面也取得了突破性进展。但国内Ti-Al系合金零件制造成本高昂，及室温低塑性、低韧性材料的应用设计方法缺乏等原因，使其在航空发动机上的应用研究还处于起步阶段。

2.2.2 Ni3Al基合金

Ni3Al基合金具有熔点高、密度低、组织稳定、高温强度高、热强性能好、铸造工艺性好、成本低等特点。近30年来，美、俄等国对Ni3Al基合金开展了广泛研究，取得了大量研究及应用成果[9～11]。俄罗斯发展了BKHA系列Ni3Al基等轴、定向和单晶合金，并采用BKHA-4y合金研制了发动机单晶涡轮叶片，较镍基合金叶片轻7%～8%，成本降低20%～25%。美国发展了NX-188、WAZ-20、IC164、IC72等Ni3Al基合金，已用于发动机叶片、涡轮外环、喷管调节片等。

我国是世界上较早研究Ni3Al及其合金的国家之一，在铸造Ni3Al基合金方面开展了大量工作，研制的IC6和IC10定向柱晶在我国先进航空发动机上获得了应用[11，12]。目前，国内正在研制Ni3Al金属间化合物单晶材料。

2.2.3 Nb-Si基合金

Nb-Si系合金具有熔点高(＞1 700℃)、密度低(约7 g/cm3)、断裂韧性适中、高温强度优良、疲劳强度和铸造性能好等优点，其使用温度有望达到1 200～1 400℃[13]，可采用传统的、类似于高温合金的方法加工，是高推重比航空发动机高压涡轮导向叶片等热端部件最具潜力的候选材料。

日本主要研究了高W、Mo含量的Nb-Si合金，但该合金密度(约9 g/cm3)较大、高温抗氧化性差，不适用于航空发动机。美国GE公司主要研究了低密度(约7 g/cm3)的Nb-Ti-Si系合金，对合金元素作用、制备工艺、抗氧化涂层等进行了大量研究，技术成熟度较高，拥有一系列综合性能较好的专利合金，并制备出长度接近150 mm、厚度为3～8 mm的叶片模拟件(图2)。为提高高温强度和蠕变抗力并克服脆性，GE公司制备出Nb-Si系合金[13]，如Nb-Nb5Si3微叠层双相复合材料；微叠层复合材料的成分、结构设计和制备工艺等关键技术均严格保密。但目前，Nb-Si系合金要实现工程应用，还存在中低温塑性与韧性差、高温抗氧化性能差、制备工艺不成熟等问题[14]。

图2 GE公司制备的Nb-Si基合金涡轮叶片模拟件Fig.2 Nb-Si based alloy turbine blades fabricated by GE

目前，国内在Nb-Si基合金材料及其制备工艺等方面与国外先进水平相比还存在较大差距，在大尺寸母合金锭熔炼技术、精密成形技术、综合性能匹配、抗氧化涂层、热障涂层等方面均需大量研究。

2.3 Cf/C复合材料

Cf/C复合材料具有密度低、比模量高、比强度高、高温强度高、耐超高温、耐烧蚀、耐热冲击、热膨胀系数低(－1×10-6～1×10-6K-1)、抗热震性优良等优点。早期的Cf/C复合材料构件的研制与应用，优先发展航空发动机低承载、低风险静止件，沿袭金属构件设计理念。随着技术的发展，逐步开始依据复合材料设计理念研制长寿命、高承载、结构复杂部件，并不同程度得到应用。美国从20世纪80年代开始，设计并制造了带涂层的Cf/C复合材料燃烧室部件、喷管部件、涡轮转子等，部分试验件在F100、F119等发动机上成功通过了长期试车考核。法国幻影2000飞机发动机喷油杆、隔热屏、鱼鳞片等零件及M88-2发动机喷管，也已采用Cf/C复合材料制造[15]。

但Cf/C复合材料在超过370℃时开始氧化，在500℃以上会明显失重[16，17]，其在高温有氧环境下的氧化敏感性成为其在高推重比航空发动机中应用的制约因素。使用抗氧化抑制剂和抗氧化涂层，如难熔金属化合物(HfC、HfC-SiC、HfB2、HfTaB2等)及Ir-Re涂层，可提高Cf/C复合材料在氧化环境中的工作温度[18]。近几十年来，国外在Cf/C复合材料抗氧化涂层工艺研究及应用研究方面取得很大进展。如日本1994年发射的OREX和1996年发射的HY⁃FLEX高超声速试验飞行器的头锥，便使用了抗氧化Cf/C复合材料[19]。抗氧化涂层虽可提高Cf/C复合材料的抗氧化、抗烧蚀能力，使其承受更高的温度[20]，但涂层与基体间的热失配应力会限制其工作寿命。因此当温度高于1 700℃时，抗氧化涂层的长时间保护效果并不理想。

国内从20世纪70年代起开始Cf/C复合材料研究，先后研究了Cf/C复合材料喷管调节片等零部件，现已具备制造大型Cf/C复合材料生产设备、规模生产Cf/C复合材料的能力，且材料性能与国外同类产品相当，为其工程应用奠定了坚实基础。

2.4 陶瓷材料

陶瓷材料具有高温强度高、熔点高、热稳定性好、热膨胀系数较小、密度低、硬度大、耐磨等优点。陶瓷及陶瓷基复合材料用作高温结构的研究始于上世纪90年代，(α+β)Sialon复相陶瓷被视为航空发动机轴承的候选材料[21]。但陶瓷脆性大、强度分散大、可靠性低的主要缺点并未得到充分改善，因此能在超高温环境中工作的并不多。

目前，能在高于2 000℃氧化环境中使用的陶瓷主要是难熔金属化合物。难熔金属化合物是超高温结构陶瓷(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)等的熔点都超过3 000℃，具有超高硬度，高的热导率、弹性模量和高温强度，优异的热稳定性和化学稳定性，良好的抗烧蚀性、抗热震性和抗高速气流(粒子流)冲刷性等优异性能[22，23]。但UHTC的抗氧化性较差。对于难熔金属硼化物，1 200℃以下，液态B2O3玻璃相的生成可起到良好的抗氧化保护作用；但在1 200℃以上，B2O3玻璃快速蒸发，发生快速氧化。由于UHTC组分中常离不开SiC，通过掺入B4C、SiC(加入SiC，在高温时形成的硅酸盐玻璃具有很好的润湿性和愈合作用)等制成复相陶瓷，可改善UHTC的抗氧化、抗烧蚀和抗热震性[24～26]。美国NASA研制出一种用作前缘材料的ZrB2-SiC超高温复相陶瓷，最高使用温度可达2 000℃，并可重复使用；相同条件下，其烧蚀量约为抗氧化C/C复合材料的1/130[27]。此外，NASA还研究出HfC-SiC、HfB2-SiC、HfB2-ZrB2-SiC、ZrC-SiC等超高温材料。但这些超高温复相结构陶瓷难于烧结、密度大，对缺陷敏感，存在明显的体积效应，构件尺寸受到极大限制，只适用于局部极高温区。

2.5 陶瓷基复合材料

陶瓷基复合材料(CMC)，尤其是连续纤维增韧陶瓷基复合材料(CFCC)，具有陶瓷的优异性能，克服了陶瓷脆性大和可靠性差的弱点，对裂纹不敏感，不易发生灾难性断裂，在航空航天等高科技领域具有巨大的应用潜力，被视为新一代重点发展的高温热结构材料；在20世纪90年代进入应用研究阶段。世界各国都将CFCC作为高温材料研究的重点，其中研究最多、应用最成功和最广泛的是连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-SiC)[2，28～33]，如碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(Cf/SiC)和碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(SiCf/SiC)(图3)。CMC-SiC复合材料综合了Cf/C复合材料和高温SiC陶瓷的优点，密度低(仅为高温合金的1/3～1/4)，耐温能力高，只需较少或无需冷气，在温度低于1 650℃的氧化环境中可长时间抗氧化、抗烧蚀，已引起美、日、法、德等国的普遍关注。

GE公司采用CVI技术制备的Cf/SiC防热结构构件，可在1 650℃使用100 h以上。德国Sanger、法国Hermes、美国NASA的X-37和X-38飞行器、美国海军HWT和美国防御研究机构的ARRMD计划，均采用Cf/SiC复合材料作高温防热部件[32，33]。X-38采用了Cf/SiC襟翼和头锥帽；X-37采用了Cf/SiC组合襟翼、方向舵、襟副翼、机翼前缘和头锥帽；Hermes采用了Cf/SiC头锥帽和机翼前缘[31]。这些构件的局部最高温度在极短时间内可达1 800℃。考核和试飞结果表明，Cf/SiC防热结构构件可满足1 650℃下高载荷、较长寿命的使用要求。

图3 CMC-SiC在航空发动机上的应用趋势Fig.3 Application tendency of CMC-SiC composites on aero-engines

表2 CMC-SiC复合材料在航空发动机上的验证情况Table 2 Applications of CMC-SiC composites on aero-engines

航空发动机用CMC-SiC研究方面，从上世纪90年代开始，欧美以推重比8～10一级航空发动机为演示验证平台，对CMC-SiC构件进行了大量应用验证(表2)，表明CMC-SiC可使中等载荷静止件显著减重，并提高工作温度和疲劳寿命[34～36]。CMC-SiC喷管调节片/密封片，已在国外M53-2、M88-2、F100、F119、EJ200、F414、F110、F136等多种型号发动机中成功试验并应用多年。法国Snecma公司研制了CMC-SiC燃烧室火焰筒、加力燃烧室内锥体、火焰稳定器、外调节片和密封片，并在F100等发动机上进行了试车考核[31，36]。美国NASA和GE、Soler等公司研制了CMC-SiC调节片和密封片(图4)、SiCf/SiC低压涡轮导向叶片、SiCf/SiC复合材料环形燃烧衬套、Cf/SiC涡轮转子、SiCf/SiC涡轮叶片等构件，分别在F110、F414、F136等发动机上进行了试车考核。日本先后在AMG计划和ESPR计划中，研制了CMC-SiC复合材料燃烧室内衬、隔热屏、涡轮叶片和涡轮转子等。总的来说，CMC-SiC喷管调节片/密封片等中温中等载荷静止件，已完成全寿命验证并进入实际应用和批量生产阶段；燃烧室火焰筒和内外衬等高温中等载荷静止件正进行全寿命验证，有望进入实际应用阶段；而涡轮转子和涡轮叶片等更高温更高载荷转动件尚处探索研究阶段，使用寿命与应用要求相距甚远。

图4 F414-GE-400发动机用CMC-SiC调节片/密封片Fig.4 CMC-SiC flaps and seals on F414-GE-400

国内从20世纪90年代开始大量研究CMC-SiC及EBC涂层，突破了一系列关键技术，建立了具有自主知识产权的工艺技术路线和设备体系，目前材料性能已接近或达到国际先进水平。研制的CMC-SiC燃烧室浮动壁瓦片模拟件、调节片和密封片，成功通过了航空发动机环境短时考核[36，37]，为CMC-SiC从基础研究向工程应用转化起到了铺垫作用。但国内CMC-SiC应用于航空发动机，在构件的设计、精确成型、加工、连接、考核等方面还存在一些问题，有待进一步研究。

一般认为，CMC-SiC无法在温度高于1 700℃的氧化环境中长时间使用[3，18]。为满足新型航空航天器更苛刻的工作环境，可采用ZrC、TaC、ZrB2等对CMC-SiC进行超高温基体改性和涂层改性，以发展更长寿命、更高温度和结构功能一体化的新型超高温结构材料。这不仅可克服超高温复相陶瓷的缺点，提高使用温度，延长使用寿命，同时还能确保使用可靠性。目前，我国已具备相关制备技术基础[2，38～40]。

3 结束语

纵观国内外高推重比航空发动机的现状及发展，对热端部件用高温材料的要求越来越高，加强新型高温结构材料，尤其是金属间化合物、Cf/C复合材料、CMC-SiC复合材料等革命性新材料的研制与应用研究迫在眉睫。

(1)在可靠性、耐久性、工艺性及性能综合平衡基础上优化重量，实现材料与工艺、结构与设计的协同。

(2)金属间化合物要实现在航空发动机上的应用，还需在其室温低塑性与低韧性、应用设计方法、加工等方面加强研究。

(3)Cf/C、CMC-SiC复合材料等在航空发动机中的应用尚处于起步阶段，技术成熟度低，需在材料工艺及构件的设计、精确成型、加工、连接、集成验证等方面加强研究。

(4)近期，金属间化合物、Cf/C、CMC-SiC等材料还无法满足高推重比发动机热端部件的工作要求，高温合金仍将是航空发动机热端部件的主要用材，需继续完善和深化传统高温合金的挖潜研究。

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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

刘巧沐(1984-)，男，四川南充人，工程师，博士，主要从事航空发动机总体材料工艺方案设计。