未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋向

摘　　要
　　根据发动机材料基本服役环境的特点, 提出将先进的结构概念与材料概念、发动机的先进性、可靠性与材料组织和缺陷的可控性与稳定性结合起来开展材料研究的论点。从使用温度、高温比强、抗氧化性、韧性、导热性与加工性方面分析了传统材料与新材料体系的特点, 并针对我国航空发动机材料中存在的问题, 提出了若干建议。
　　关键词　航空发动机　高温合金　陶瓷复合材料　金属间化合物
1　先进航空发动机的发展特点
　　无论军用或民用飞机, 其性能在相当大程度上取决于发动机的水平。近半个世纪以来,航空发动机技术取得了巨大的进步, 军用发动机推重比从初期的2～3 提高到了7～8。最近几年, 美国和西欧四国已经研制出推重比10 的第四代涡扇发动机, 如美国的F119 和西欧的EJ 200。与第三代发动机相比, 第四代发动机的推重比增加20%; 零件数目减少40～60%; 零件寿命增加150%; 寿命循环成本至少降低25%; 耐久性增加2 倍。美国先进战斗歼击机(A TF) 发动机计划和随后的综合高性能发动机技术计划( IHPTET ) , 其总目标是到2003 年使推重比达到20, 耗油率降低50%。推重比的提高是基于涡轮前温度的增加, F119的涡轮前温度已接近1800℃。随着推重比和涡轮前温度的不断提高, 压气机和涡轮级数逐渐减少, 单级负荷不断增大, 零件的应力水平越来越高, 工况越趋恶劣, 叶片等关键零件的结构也越趋复杂, 必须寻求更先进, 更可靠的材料和工艺才能满足发动机的设计要求。
2　航空发动机结构设计观念与材料的关系
　　国外在追求高性能研制思想指导下, 60 年代研制的航空燃气涡轮发动机突出要求高推重比、高压比和高涡轮前温度。如美国在15 年间, 军用发动机从J 75 发展到F100, 推重比增加了一倍, 涡轮前温度提高了430℃, 燃油消耗率降低了15%。与此相适应, 涡轮部件的平均周向应力提高了92%。民用发动机从J 74 发展到JT 9D, 推重比提高了70% , 涡轮部件的平均周向应力增大了95%。“三高”的结果突出了一个矛盾, 即一方面高增压比和高涡轮前温度使气动负荷、热负荷及转子的切线速度, 亦即离心负荷大幅度提高, 另一方面高推比要求提高构件的工作应力, 减轻构件重量和增大刚度, 为此, 大量采用新合金和新工艺, 发动机的结构故障也随之显著增加。据统计1963～ 1978 年中, 美空军战斗机共发生了3824 起飞行事故, 其中由发动机原因引起的有1664 起, 占43. 5% , 而其中因结构强度和疲劳寿命等与材料有关问题导致的发动机故障事故占90% 以上。如号称推重比8 的F100, 尽管达到了空军规定的三项主要性能指标, 但在耐久性和可靠性方面并未满足要求, 在地面试验中陆续发生整机爆炸、压气机失速、叶片断裂等问题, 在空军使用过程中仅涡轮和导向叶片损坏即达47次, 主燃油泵油液故障60 次, 加力燃油泵轴承故障10 次, 4 号主轴承故障8 次以及其他故障。过去的经验教训表明:
　　(1) 过去发动机研制均基于构件的安全无缺陷设计; 而实际情况是从原材料生产到冷热加工成形均会形成缺陷, 从而使构件的承载能力降低。
　　(2) 对发动机受载与热振动的耦合作用及材料组织结构对此种耦合作用的响应认识不够清楚, 难以作出精确的分析和预测。
　　(3) 要根据使用特点和可能存在的缺陷来确定表征材料及其相应工艺的特性及数据, 重点应放在裂纹萌生与扩展特性和断裂韧性上。
　　60 年代以来, 航空发动机部件的结构设计经历了由强度估算到损伤容限设计的发展过程。在断裂力学发展的基础上开始运用损伤容限设计方法来处理关键零件的寿命, 使大批按限寿命设计的零件经过延寿继续使用。应用损伤容限设计技术, 要求有一整套适用于断裂力学计算分析和材料损伤的大量材料数据。总之, 航空发动机研制技术不断发展对材料数据所要求的种类和数量愈来愈多并愈加复杂。材料数据已经与发动机研制的先进性、可靠性和安全性紧紧地连在一起。事故的教训和结构设计方法的改进促进了发动机研制思想的变革, 主要表现为: ①从突出强调发动机性能到可靠性、耐久性、工艺性及性能的综合平衡; ②从单纯追求减重到保证上述性能平衡基础上的重量优化; ③把材料及相应成形工艺的研究纳入整个发动机发展之中, 使材料工艺与设计、结构紧密联系起来。
3　先进航空发动机对材料的要求及高温材料的发展趋向
　　根据先进发动机发展的要求, 燃烧室温度达2000～ 2200℃, 且由于设计与结构上的原因, 可用于冷却的空气很少, 据称, 美国IHPTET 的实现, 70%～ 80% 要靠材料的改进, 因此下世纪先进航空发动机性能对材料的要求将不满足于传统材料的渐进式提高, 要求开辟新的材料系统及工艺领域。预计到2000 年, 在执行IHPTET 中, 由于材料的革命性发展, 发动机性能将有飞跃性提高[1 ]。罗罗公司对21 世纪发动机材料可能发生的变化进行了预估(如图1) [2 ]。传统的铝合金及结构钢在发动机中的用量会进一步减少, 高温合金、钛合金等特种金属材料到下世纪初叶也会有所降低, 代之而来的将是陶瓷基和金属基复合材料[3、4 ]。
　　我们认为, 先进发动机材料的选择、研究、开发及使用应当建立在充分认识其服役基本环境与要求的基础上, 即: 高温、高载荷、高氧化腐蚀、高性能重量比、高可靠性与长寿命。针对这些特点, 以下基本性能应是选择材料的出发点: ①可承受的最高温度; ②高温比强度与比寿命; ③高温抗氧化能力; ④韧性;⑤导热性; ⑥加工性。
　　图2 是各类材料系在这六个基本性能方面所显示的特征[5 ]。该图以六个坐标轴代表相应的基本性能, 将各类材料进行对比, 显示各自的优势和缺点。从图2 (a) 可以看出, 作为高
温结构材料的超合金是具有耐高温、高强韧、抗氧化、可加工性和良好导热性的材料, 具有较全面的综合性能。但随发动机涡轮进口温度的不断提高, 超合金由于熔点的限制, 最高使用温度已不能满足需要。与超合金相比, 金属间化合物与陶瓷可以在更高的温度下工作。图2(a) 还显示, 金属间化合物虽然最高耐温性低于陶瓷, 但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料, 总体来看, 有可能比陶瓷更早地用于发动机承动载荷的关健部件。图2 (b) (c) 是各类陶瓷材料及各类金属间化合物及其复合材料之间的对比。各类陶瓷材料六个基本性能的比较亦显示各具特色。硅基材料虽然韧性与导热性较低, 其Tmax与抗氧化能力都是上佳的,是值得关注的材料系统。图2c 中各类金属及金属间化合物基系统的相互对比, 显示了各自的长处及不足. 此图虽仅粗略地描述了各材料系的性能特征, 其方向性的参考价值还是值得重视的。
　　美国为实现IHPTET 计划, 提出要采用T iA 1 基复合材料制造鼓筒式无盘结构压气机转子, 减重70%; 采用陶瓷基复合材料代替高温合金, 制造出口温度均匀、变流量结构火焰简; 用钛基复合材料制造燃烧室机匣; 采用陶瓷基复合材料或CöC 复合材料制造叶片盘整体结构的涡轮, 减重30%; 加力燃烧室筒由CöC 复合材料制造; 尾喷管采用在2200℃无需冷却的加涂层的CöC 复合材料, 表1 是IHPTET 提出的推重比15～ 20 发动机主要部件的用材设想。可以看出, 涡轮部件承受的最高温度已达2000～ 2200℃, 并要求大幅度减重, 这给新型发动机用材提出了严峻的挑战。
　T iA l、N iA l 及难熔金属硅化物等金属间化合物, 由于晶体中金属键与共价健共存, 使其有可能同时兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能, 但金属间化合物比陶瓷具有更多的优势, 其中两个重要特点是金属间化合物具有较好的热传导性, 因而作为高温结构材料使用其冷却效率较高而热应力较小; 其次某些金属间化合物(如T iA l, N iA l) 可以采用常规的冶金方法进行生产, 这是与其他新型材料进行成本竞争的一个重要条件。所有这些, 特别是近十几年来在韧化方面的巨大进展, 预示着金属间化合物作为高温结构材料使用具有广阔的前景。
　　在众多的金属间化合物中, T iA l 特别是C2T iA l 基合金不仅具有良好的耐高温、抗氧化性能和小的比重, 而且弹性模量、抗蠕变性能均比钛合金好得多, 甚至优于T i3A 1 基合金,与N i 基高温合金相当, 但其密度还不到N i 基合金的一半, 在航空发动机上使用, 将明显减轻重量, 改善性能。T iA l 的使用温度可望达到900℃甚至更高, 室温弹性模量可达176GPa,且随温度升高而缓慢下降。这些特征使它们在航空航天用的材料中展现出令人瞩目的发展前景, 极有可能部分取代现役的N i 基高温合金而成为未来航空航天领域重要的高温结构材料。
　　N iA l 以其密度、热导率、氧化抗力而优于高温合金, 而且它的塑脆性转变温度在所有金属间化物中是最低的, 约为400℃。N iA l 的蠕变抗力与高温合金相差不多, 可使整个发动机重量减轻。N i3A l 是金属间化合物中最有吸引力, 也可能最早用于高温涡轮部件, 它的超点阵结构使其在高温具有稳定性。经过长时间对N i3A l 合金化及显微组织的研究, 不仅进一提高了它的高温强度, 也大大改善了它的塑性。在N i3A l 合金的应用上, 我国取得了突破性的成绩。用N i3A l 为基的金属间化合物制作的导向叶片已在发动机上应用, 这就为我国高温部件应用金属间化合物及其复合材料开辟了道路。特别引人注意的高温金属间化合物是MoSi2。它有最好的环境抗力, 特别是达到1400℃的强度和抗氧化能力。最近, 由于将材料中SiO 2 含量降低, 其韧性和强度都有所改善。图3 是MoSi2 与其它高温硅化物抗蠕变性能的比较[6 ]。可以看出MoSi2 的潜在优势, 如再以合金化及SiC 纤维增强, 可以达到超过单晶高温合金100～ 200℃的抗蠕变能力。
　　推重比15～ 20 以上的发动机, 其涡轮进口温度最高可达2227～ 2470℃。采用超高温结构材料是实现减重80%、2200℃下工作无需冷却的关键, 其中受到特别重视的首推陶瓷及CöC 复合材料。陶瓷基复合材料可最大限度地满足未来发动机对材料的高温要求, 材料的最高使用温度随选择Si3N 4、SiC、A l2O 3 等而不同。美国SiCöS i3N 4 已用于高性能燃烧喷管等, A l2O 3 为基的复合材料亦具有发展前景, 可使抗氧化能力显著增强。应用于发动机热端部件的陶瓷材料应具有对裂纹不敏感、不发生灾难性断裂的特性, 而这正是陶瓷材料所缺乏的。因此, 一般认为, 发展连续纤维增韧的陶瓷复合材料(CMC) 是一条有效途径[7 ]。
　　在纤维增韧的陶瓷基复合材料中, 对基体和纤维两脆性相界面科学地设计与优化组合, 可使材料具有类似金属的断裂行为。由于我国目前只能选择碳纤维, 纤维与基体的热膨胀失配以及碳纤维的氧化, 增加了界面设计和制造的难度, 因而界面的研究成为陶瓷复合材料的技术关键。研究表明, SiC 和A l2O 3 纤维是两种最具发展前景的陶瓷纤维, 适用于陶瓷基和金属间化合物基复合材料, 美、日等国均在加紧研究。现可用于1400℃的H i2N iCalon SiC 纤维在日本已商品化, 在美国直径为30Lm 的A2SiC 纤维的室温强度已达1600M Pa, 预计可用于1600～1650℃; 小直径单晶A l2O 3 纤维的强度已达4000M Pa, 1550～ 1600℃以上才开始蠕变。美国IHPTET 中, CMC 的燃烧室涂壁于1995 年已成功用于XTC核心机中。使用表明陶瓷件寿命长, 涡轮前进口温度可提高148～ 160℃, 减少冷却气量30% 以上。英国罗罗公司将CMC 的扇形涡轮外环成功地用在T ren t800 发动机上, 既减少冷却气量,
又提高了温度, 延长了寿命。CöC 复合材料虽然具有潜在的优异高温性能, 但是由于CöC 的抗氧化性极差, 致使其难以作为结构材料使用。因而解决1650℃以上的全温度长寿命防氧化涂层至关重要。当前CöC 基复合材料重点发展1650℃以上抗氧化复合材料, 应用于内锥体、整体导向器与涡轮等。应指出的是陶瓷及CöC 复合材料的核心是高性能连续纤维。缺乏高性能连续纤维已严重阻碍了我国耐高温复合材料的发展, 目前我国在高性能碳纤维(T 800, T 100) 和高温纤维(> 1000℃) 方面尚处于空白状态。
　　表2 是IHPTET 提出的推重比15—20 发动机关键材料的服役温度与使用部位。

四　航空发动机材料发展的几点看法
　　根据各类渠道汇总的结果, 21 世纪发动机材料的发展应注意以下几方面的问题。
4. 1　充分重视航空传统金属材料的挖潜与提高
　　由于高温合金及钛合金良好的综合性能及在研制与服役中较长期的经验积累, 今后相当时间钛合金和高温合金等传统材料仍将在发动机材料中占有一席之地。随军民结合及军转民的发展, 专用传统金属材料在民用发动机、地面燃气涡轮、化工设备领域会占有重要地位。因此对传统材料的研究开发, 仍应予足够重视, 以最大限度地挖掘传统材料的潜力。比如, 70 年代先进发动机涡轮叶片工作温度已接近定向高温合金的初熔温度, 而由于单晶高温合金的发展大大提高了材料固溶窗口温度下限, RR 3010 合金比DS2M 002 的工作温度提高了110℃, 如图4[8 ]。通过合金设计与熔摸精铸等制造技术的发展, 叶片由等轴晶的辐射冷却演变为单晶的发散和铸造冷却, 可使叶片所能承受的温度由1100℃提高至2210℃,图5 绘出了此工艺的发展历程[9 ]。
　钛合金的工作温度正努力向800℃攀登。Rene88DT 钛合金粉未涡轮盘, 其蠕变性能高于In718 合金110℃, 其R750100≥650M Pa。英国罗罗公司开发的钛合金及其成形技术已在RB211—535 和T ren t700 发动机上采用全钛的压气机。据罗罗公司预测, 到2000 年, 先进发动机中仍将有约50% 的结构材料使用高温合金, 有25%～ 30% 使用钛合金(图1)。这些都表明传统材料仍有相当大的潜力, 可以继续完善和提高。
4. 2　加强新材料体系的研究开发
　　传统材料的渐进提高, 已不能满足发动机发展, 它要求材料与工艺有革命性的变革, 要求开辟新的材料体系。作为在更高温度下服役的结构材料, 引起人们注意的主要有金属间化合物或以其为基的复合材料, 金属基复合材料及陶瓷基复合材料。国外高推比发动机中压气机、燃烧室及涡轮部件, 如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已计划采用金属基复合材料、金属间化合物及陶瓷基复合材料。复合材料与相应的基体材料相比, 在相同密度下的使用温度显著提高, 这使得用低密度复合材料代替高密度结构材料成为可能。美国“发动机热部件研制计划”(HO ST ) 提出了下世纪初高温先进材料的设想, 见表3。英国罗罗公司已提出了金属基复合材料在军用发动机上尤其在压气机和涡轮叶片上潜在的应用趋势。这些均表明新材料体系开始应用的必然性与迫切性。金属间化合物由于具有金属键特性, 一般有良好的导热性和一定的可加工性与韧性, 又由于它还有一部分共价健且结构比较复杂, 滑移系较少, 塑性变形比较困难, 因而常温塑性、韧性均较低。陶瓷基复合材料由于共价及离子键占有相当份量, 故除可加工性与韧性较差外, 其导热性也较低。作为高温工作的结构材料, 热疲劳将可能成为一个需要关注的问题。由于陶瓷及陶瓷基复合材料优异的耐高温及高抗氧化和高比强特性, 加之近年来在韧化与成形技术方面的进展, 未来发动机中的高温部件多数计划采用陶瓷材料。　对于服役温度高于1650℃以上的部件, 采用CöC 复合材料已为大家认识。火焰筒、内锥体、调节片等超高温部件, 美国已决定采用抗氧化的CöC 复合材料。同时美国IHPTET拟至2005 年演示验证CöC 叶盘结构, 达到1650℃长期抗氧化并将成本降低50% 的目标。
　　以上列举的一些典型事例充分表明, 新材料体系的使用直接关系到先进发动机的研制。按照西方的规划, 几乎所有的重要零部件均拟采用复合材料, 以大幅度减轻重量, 提高性能。这方面我国与世界先进水平仍有相当差距, 因此新材料体系的研究开发不仅迫在周睫, 而且具有深远的战略影响。
　　但是, 正如前面所指出的, 此类材料虽然近年得到快速发展, 在使用上也已取得某些突破性进展, 并正在积累服役经验, 然而, 应该注意的是, 此类材料作为结构件使用有其本征弱点, 如低韧低塑、加工性差等, 必须在合金设计、成形与加工技术中, 给于充分考虑, 特别是掌握此类材料的宏微观组织结构特性及服役过程中的缺陷行为, 积累使用中材料损伤及结构故障的有关经验教训, 提高材料的可靠性与成熟性。
4. 3　加强应用基础研究, 深化材料的科学设计与成形过程的建摸与仿真
　　有了对诸如压气机盘片涡轮盘片及轴类等关键零部件所用材料及其置换材料以及它们的成形工艺基本规律的深刻认识, 人们才能对材料有科学的设计, 对成形技术严格地掌握,如: 成形过程中物理场的变化规律及它们间的耦合效应; 相应过程中的热力学与动力学效应; 从微米及纳米尺度及原位观察将物理场、相变与动力学效应与宏微观组织结构变化结合, 并从电子轨道与化学键的深度研究相的形成及变化规律。
　　材料的成分与组织设计现已更多地建立在各组分热力学计算、原子构型和键合力的基础上, 并积累了越来越多的性能数据。当前已有一些软件辅助进行材料的设计, 如M TDA 2TA 的有关热力学软件可以对铝、铁及镍合金中相的性质进行精确计算。虽然这些计算包含着不少假设和经验修正, 但毕竟正在摆脱纯经验的“抓药方”方式, 走向理论指导的对材料的科学设计。另一方面对材料在服役或开发过程中呈现出的组织与性能变化更应该注意搜集整理和分析并与计算结果比较。在理论和使用积累指导下的材料设计, 再经过修正和再测试的反馈, 有可能取得有重大实用价值的结果。
　　先进发动机材料对性能的高要求及高可靠性导致对材料成形加工技术要求很高的特性: ①新的及许多极端条件下的成形技术; ②成形过程与环境条件的精确控制; ③昂贵的成形设备与工艺。这些特点决定了对材料加工成形过程的模拟与仿真工作具有重要的意义, 它与试验的结合可以更仔细地帮助分析和掌握成形过程中各个参量的变化与影响规律以及整个过程的发展, 同时可使成形过程完善成熟, 可以节约大量试验工作量, 降低材料开发的成本。目前在热成形技术中对温度场、应力场的建模与仿真工作已有相当好的结果, 现正在发展组织与性能模拟技术中的建模工作。
4. 4　深入了解服役特点, 科学表征材料性能, 提高材料使用的针对性与可靠性。
　　我国航空材料, 特别是高温材料与发动机通用规范和结构完整性大纲要求差距较大,材料的力学性能数据表征内容和测试方法与发动机结构分析和可靠性设计很不适应, 因此必须: ①结构的服投特点与材料的力学性能的科学表征结合起来; ②零部件的可靠性与材料组织控制、缺陷控制结合起来, 材料和工艺与结构和设计结合起来; ③针对服役特点科学确定材料的力学性能测试内容及测试步骤以及数据表征的内涵与可置信度; ④重视材料断裂力学行为和损伤容限表征的内容。
　　在规划21 世纪我国航空发动机材料发展战略时, 我们认为必须将结构与材料、材料设计与成形工艺、组织结构与缺陷行为、高性能指标与可靠性统一于材料的研究与开发之中,建立在科学的理论与实践结合的基础之上。


未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋向
傅恒志
(西北工业大学)摘　　要
　　根据发动机材料基本服役环境的特点, 提出将先进的结构概念与材料概念、发动机的先进性、可靠性与材料组织和缺陷的可控性与稳定性结合起来开展材料研究的论点。从使用温度、高温比强、抗氧化性、韧性、导热性与加工性方面分析了传统材料与新材料体系的特点, 并针对我国航空发动机材料中存在的问题, 提出了若干建议。
　　关键词　航空发动机　高温合金　陶瓷复合材料　金属间化合物
1　先进航空发动机的发展特点
　　无论军用或民用飞机, 其性能在相当大程度上取决于发动机的水平。近半个世纪以来,航空发动机技术取得了巨大的进步, 军用发动机推重比从初期的2～3 提高到了7～8。最近几年, 美国和西欧四国已经研制出推重比10 的第四代涡扇发动机, 如美国的F119 和西欧的EJ 200。与第三代发动机相比, 第四代发动机的推重比增加20%; 零件数目减少40～60%; 零件寿命增加150%; 寿命循环成本至少降低25%; 耐久性增加2 倍。美国先进战斗歼击机(A TF) 发动机计划和随后的综合高性能发动机技术计划( IHPTET ) , 其总目标是到2003 年使推重比达到20, 耗油率降低50%。推重比的提高是基于涡轮前温度的增加, F119的涡轮前温度已接近1800℃。随着推重比和涡轮前温度的不断提高, 压气机和涡轮级数逐渐减少, 单级负荷不断增大, 零件的应力水平越来越高, 工况越趋恶劣, 叶片等关键零件的结构也越趋复杂, 必须寻求更先进, 更可靠的材料和工艺才能满足发动机的设计要求。
2　航空发动机结构设计观念与材料的关系
　　国外在追求高性能研制思想指导下, 60 年代研制的航空燃气涡轮发动机突出要求高推重比、高压比和高涡轮前温度。如美国在15 年间, 军用发动机从J 75 发展到F100, 推重比增加了一倍, 涡轮前温度提高了430℃, 燃油消耗率降低了15%。与此相适应, 涡轮部件的平均周向应力提高了92%。民用发动机从J 74 发展到JT 9D, 推重比提高了70% , 涡轮部件的平均周向应力增大了95%。“三高”的结果突出了一个矛盾, 即一方面高增压比和高涡轮前温度使气动负荷、热负荷及转子的切线速度, 亦即离心负荷大幅度提高, 另一方面高推比要求提高构件的工作应力, 减轻构件重量和增大刚度, 为此, 大量采用新合金和新工艺, 发动机的结构故障也随之显著增加。据统计1963～ 1978 年中, 美空军战斗机共发生了3824 起飞行事故, 其中由发动机原因引起的有1664 起, 占43. 5% , 而其中因结构强度和疲劳寿命等与材料有关问题导致的发动机故障事故占90% 以上。如号称推重比8 的F100, 尽管达到了空军规定的三项主要性能指标, 但在耐久性和可靠性方面并未满足要求, 在地面试验中陆续发生整机爆炸、压气机失速、叶片断裂等问题, 在空军使用过程中仅涡轮和导向叶片损坏即达47次, 主燃油泵油液故障60 次, 加力燃油泵轴承故障10 次, 4 号主轴承故障8 次以及其他故障。过去的经验教训表明:
　　(1) 过去发动机研制均基于构件的安全无缺陷设计; 而实际情况是从原材料生产到冷热加工成形均会形成缺陷, 从而使构件的承载能力降低。
　　(2) 对发动机受载与热振动的耦合作用及材料组织结构对此种耦合作用的响应认识不够清楚, 难以作出精确的分析和预测。
　　(3) 要根据使用特点和可能存在的缺陷来确定表征材料及其相应工艺的特性及数据, 重点应放在裂纹萌生与扩展特性和断裂韧性上。
　　60 年代以来, 航空发动机部件的结构设计经历了由强度估算到损伤容限设计的发展过程。在断裂力学发展的基础上开始运用损伤容限设计方法来处理关键零件的寿命, 使大批按限寿命设计的零件经过延寿继续使用。应用损伤容限设计技术, 要求有一整套适用于断裂力学计算分析和材料损伤的大量材料数据。总之, 航空发动机研制技术不断发展对材料数据所要求的种类和数量愈来愈多并愈加复杂。材料数据已经与发动机研制的先进性、可靠性和安全性紧紧地连在一起。事故的教训和结构设计方法的改进促进了发动机研制思想的变革, 主要表现为: ①从突出强调发动机性能到可靠性、耐久性、工艺性及性能的综合平衡; ②从单纯追求减重到保证上述性能平衡基础上的重量优化; ③把材料及相应成形工艺的研究纳入整个发动机发展之中, 使材料工艺与设计、结构紧密联系起来。
3　先进航空发动机对材料的要求及高温材料的发展趋向
　　根据先进发动机发展的要求, 燃烧室温度达2000～ 2200℃, 且由于设计与结构上的原因, 可用于冷却的空气很少, 据称, 美国IHPTET 的实现, 70%～ 80% 要靠材料的改进, 因此下世纪先进航空发动机性能对材料的要求将不满足于传统材料的渐进式提高, 要求开辟新的材料系统及工艺领域。预计到2000 年, 在执行IHPTET 中, 由于材料的革命性发展, 发动机性能将有飞跃性提高[1 ]。罗罗公司对21 世纪发动机材料可能发生的变化进行了预估(如图1) [2 ]。传统的铝合金及结构钢在发动机中的用量会进一步减少, 高温合金、钛合金等特种金属材料到下世纪初叶也会有所降低, 代之而来的将是陶瓷基和金属基复合材料[3、4 ]。
　　我们认为, 先进发动机材料的选择、研究、开发及使用应当建立在充分认识其服役基本环境与要求的基础上, 即: 高温、高载荷、高氧化腐蚀、高性能重量比、高可靠性与长寿命。针对这些特点, 以下基本性能应是选择材料的出发点: ①可承受的最高温度; ②高温比强度与比寿命; ③高温抗氧化能力; ④韧性;⑤导热性; ⑥加工性。
　　图2 是各类材料系在这六个基本性能方面所显示的特征[5 ]。该图以六个坐标轴代表相应的基本性能, 将各类材料进行对比, 显示各自的优势和缺点。从图2 (a) 可以看出, 作为高
温结构材料的超合金是具有耐高温、高强韧、抗氧化、可加工性和良好导热性的材料, 具有较全面的综合性能。但随发动机涡轮进口温度的不断提高, 超合金由于熔点的限制, 最高使用温度已不能满足需要。与超合金相比, 金属间化合物与陶瓷可以在更高的温度下工作。图2(a) 还显示, 金属间化合物虽然最高耐温性低于陶瓷, 但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料, 总体来看, 有可能比陶瓷更早地用于发动机承动载荷的关健部件。图2 (b) (c) 是各类陶瓷材料及各类金属间化合物及其复合材料之间的对比。各类陶瓷材料六个基本性能的比较亦显示各具特色。硅基材料虽然韧性与导热性较低, 其Tmax与抗氧化能力都是上佳的,是值得关注的材料系统。图2c 中各类金属及金属间化合物基系统的相互对比, 显示了各自的长处及不足. 此图虽仅粗略地描述了各材料系的性能特征, 其方向性的参考价值还是值得重视的。
　　美国为实现IHPTET 计划, 提出要采用T iA 1 基复合材料制造鼓筒式无盘结构压气机转子, 减重70%; 采用陶瓷基复合材料代替高温合金, 制造出口温度均匀、变流量结构火焰简; 用钛基复合材料制造燃烧室机匣; 采用陶瓷基复合材料或CöC 复合材料制造叶片盘整体结构的涡轮, 减重30%; 加力燃烧室筒由CöC 复合材料制造; 尾喷管采用在2200℃无需冷却的加涂层的CöC 复合材料, 表1 是IHPTET 提出的推重比15～ 20 发动机主要部件的用材设想。可以看出, 涡轮部件承受的最高温度已达2000～ 2200℃, 并要求大幅度减重, 这给新型发动机用材提出了严峻的挑战。
　T iA l、N iA l 及难熔金属硅化物等金属间化合物, 由于晶体中金属键与共价健共存, 使其有可能同时兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能, 但金属间化合物比陶瓷具有更多的优势, 其中两个重要特点是金属间化合物具有较好的热传导性, 因而作为高温结构材料使用其冷却效率较高而热应力较小; 其次某些金属间化合物(如T iA l, N iA l) 可以采用常规的冶金方法进行生产, 这是与其他新型材料进行成本竞争的一个重要条件。所有这些, 特别是近十几年来在韧化方面的巨大进展, 预示着金属间化合物作为高温结构材料使用具有广阔的前景。
　　在众多的金属间化合物中, T iA l 特别是C2T iA l 基合金不仅具有良好的耐高温、抗氧化性能和小的比重, 而且弹性模量、抗蠕变性能均比钛合金好得多, 甚至优于T i3A 1 基合金,与N i 基高温合金相当, 但其密度还不到N i 基合金的一半, 在航空发动机上使用, 将明显减轻重量, 改善性能。T iA l 的使用温度可望达到900℃甚至更高, 室温弹性模量可达176GPa,且随温度升高而缓慢下降。这些特征使它们在航空航天用的材料中展现出令人瞩目的发展前景, 极有可能部分取代现役的N i 基高温合金而成为未来航空航天领域重要的高温结构材料。
　　N iA l 以其密度、热导率、氧化抗力而优于高温合金, 而且它的塑脆性转变温度在所有金属间化物中是最低的, 约为400℃。N iA l 的蠕变抗力与高温合金相差不多, 可使整个发动机重量减轻。N i3A l 是金属间化合物中最有吸引力, 也可能最早用于高温涡轮部件, 它的超点阵结构使其在高温具有稳定性。经过长时间对N i3A l 合金化及显微组织的研究, 不仅进一提高了它的高温强度, 也大大改善了它的塑性。在N i3A l 合金的应用上, 我国取得了突破性的成绩。用N i3A l 为基的金属间化合物制作的导向叶片已在发动机上应用, 这就为我国高温部件应用金属间化合物及其复合材料开辟了道路。特别引人注意的高温金属间化合物是MoSi2。它有最好的环境抗力, 特别是达到1400℃的强度和抗氧化能力。最近, 由于将材料中SiO 2 含量降低, 其韧性和强度都有所改善。图3 是MoSi2 与其它高温硅化物抗蠕变性能的比较[6 ]。可以看出MoSi2 的潜在优势, 如再以合金化及SiC 纤维增强, 可以达到超过单晶高温合金100～ 200℃的抗蠕变能力。
　　推重比15～ 20 以上的发动机, 其涡轮进口温度最高可达2227～ 2470℃。采用超高温结构材料是实现减重80%、2200℃下工作无需冷却的关键, 其中受到特别重视的首推陶瓷及CöC 复合材料。陶瓷基复合材料可最大限度地满足未来发动机对材料的高温要求, 材料的最高使用温度随选择Si3N 4、SiC、A l2O 3 等而不同。美国SiCöS i3N 4 已用于高性能燃烧喷管等, A l2O 3 为基的复合材料亦具有发展前景, 可使抗氧化能力显著增强。应用于发动机热端部件的陶瓷材料应具有对裂纹不敏感、不发生灾难性断裂的特性, 而这正是陶瓷材料所缺乏的。因此, 一般认为, 发展连续纤维增韧的陶瓷复合材料(CMC) 是一条有效途径[7 ]。
　　在纤维增韧的陶瓷基复合材料中, 对基体和纤维两脆性相界面科学地设计与优化组合, 可使材料具有类似金属的断裂行为。由于我国目前只能选择碳纤维, 纤维与基体的热膨胀失配以及碳纤维的氧化, 增加了界面设计和制造的难度, 因而界面的研究成为陶瓷复合材料的技术关键。研究表明, SiC 和A l2O 3 纤维是两种最具发展前景的陶瓷纤维, 适用于陶瓷基和金属间化合物基复合材料, 美、日等国均在加紧研究。现可用于1400℃的H i2N iCalon SiC 纤维在日本已商品化, 在美国直径为30Lm 的A2SiC 纤维的室温强度已达1600M Pa, 预计可用于1600～1650℃; 小直径单晶A l2O 3 纤维的强度已达4000M Pa, 1550～ 1600℃以上才开始蠕变。美国IHPTET 中, CMC 的燃烧室涂壁于1995 年已成功用于XTC核心机中。使用表明陶瓷件寿命长, 涡轮前进口温度可提高148～ 160℃, 减少冷却气量30% 以上。英国罗罗公司将CMC 的扇形涡轮外环成功地用在T ren t800 发动机上, 既减少冷却气量,
又提高了温度, 延长了寿命。CöC 复合材料虽然具有潜在的优异高温性能, 但是由于CöC 的抗氧化性极差, 致使其难以作为结构材料使用。因而解决1650℃以上的全温度长寿命防氧化涂层至关重要。当前CöC 基复合材料重点发展1650℃以上抗氧化复合材料, 应用于内锥体、整体导向器与涡轮等。应指出的是陶瓷及CöC 复合材料的核心是高性能连续纤维。缺乏高性能连续纤维已严重阻碍了我国耐高温复合材料的发展, 目前我国在高性能碳纤维(T 800, T 100) 和高温纤维(> 1000℃) 方面尚处于空白状态。
　　表2 是IHPTET 提出的推重比15—20 发动机关键材料的服役温度与使用部位。

四　航空发动机材料发展的几点看法
　　根据各类渠道汇总的结果, 21 世纪发动机材料的发展应注意以下几方面的问题。
4. 1　充分重视航空传统金属材料的挖潜与提高
　　由于高温合金及钛合金良好的综合性能及在研制与服役中较长期的经验积累, 今后相当时间钛合金和高温合金等传统材料仍将在发动机材料中占有一席之地。随军民结合及军转民的发展, 专用传统金属材料在民用发动机、地面燃气涡轮、化工设备领域会占有重要地位。因此对传统材料的研究开发, 仍应予足够重视, 以最大限度地挖掘传统材料的潜力。比如, 70 年代先进发动机涡轮叶片工作温度已接近定向高温合金的初熔温度, 而由于单晶高温合金的发展大大提高了材料固溶窗口温度下限, RR 3010 合金比DS2M 002 的工作温度提高了110℃, 如图4[8 ]。通过合金设计与熔摸精铸等制造技术的发展, 叶片由等轴晶的辐射冷却演变为单晶的发散和铸造冷却, 可使叶片所能承受的温度由1100℃提高至2210℃,图5 绘出了此工艺的发展历程[9 ]。
　钛合金的工作温度正努力向800℃攀登。Rene88DT 钛合金粉未涡轮盘, 其蠕变性能高于In718 合金110℃, 其R750100≥650M Pa。英国罗罗公司开发的钛合金及其成形技术已在RB211—535 和T ren t700 发动机上采用全钛的压气机。据罗罗公司预测, 到2000 年, 先进发动机中仍将有约50% 的结构材料使用高温合金, 有25%～ 30% 使用钛合金(图1)。这些都表明传统材料仍有相当大的潜力, 可以继续完善和提高。
4. 2　加强新材料体系的研究开发
　　传统材料的渐进提高, 已不能满足发动机发展, 它要求材料与工艺有革命性的变革, 要求开辟新的材料体系。作为在更高温度下服役的结构材料, 引起人们注意的主要有金属间化合物或以其为基的复合材料, 金属基复合材料及陶瓷基复合材料。国外高推比发动机中压气机、燃烧室及涡轮部件, 如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已计划采用金属基复合材料、金属间化合物及陶瓷基复合材料。复合材料与相应的基体材料相比, 在相同密度下的使用温度显著提高, 这使得用低密度复合材料代替高密度结构材料成为可能。美国“发动机热部件研制计划”(HO ST ) 提出了下世纪初高温先进材料的设想, 见表3。英国罗罗公司已提出了金属基复合材料在军用发动机上尤其在压气机和涡轮叶片上潜在的应用趋势。这些均表明新材料体系开始应用的必然性与迫切性。金属间化合物由于具有金属键特性, 一般有良好的导热性和一定的可加工性与韧性, 又由于它还有一部分共价健且结构比较复杂, 滑移系较少, 塑性变形比较困难, 因而常温塑性、韧性均较低。陶瓷基复合材料由于共价及离子键占有相当份量, 故除可加工性与韧性较差外, 其导热性也较低。作为高温工作的结构材料, 热疲劳将可能成为一个需要关注的问题。由于陶瓷及陶瓷基复合材料优异的耐高温及高抗氧化和高比强特性, 加之近年来在韧化与成形技术方面的进展, 未来发动机中的高温部件多数计划采用陶瓷材料。　对于服役温度高于1650℃以上的部件, 采用CöC 复合材料已为大家认识。火焰筒、内锥体、调节片等超高温部件, 美国已决定采用抗氧化的CöC 复合材料。同时美国IHPTET拟至2005 年演示验证CöC 叶盘结构, 达到1650℃长期抗氧化并将成本降低50% 的目标。
　　以上列举的一些典型事例充分表明, 新材料体系的使用直接关系到先进发动机的研制。按照西方的规划, 几乎所有的重要零部件均拟采用复合材料, 以大幅度减轻重量, 提高性能。这方面我国与世界先进水平仍有相当差距, 因此新材料体系的研究开发不仅迫在周睫, 而且具有深远的战略影响。
　　但是, 正如前面所指出的, 此类材料虽然近年得到快速发展, 在使用上也已取得某些突破性进展, 并正在积累服役经验, 然而, 应该注意的是, 此类材料作为结构件使用有其本征弱点, 如低韧低塑、加工性差等, 必须在合金设计、成形与加工技术中, 给于充分考虑, 特别是掌握此类材料的宏微观组织结构特性及服役过程中的缺陷行为, 积累使用中材料损伤及结构故障的有关经验教训, 提高材料的可靠性与成熟性。
4. 3　加强应用基础研究, 深化材料的科学设计与成形过程的建摸与仿真
　　有了对诸如压气机盘片涡轮盘片及轴类等关键零部件所用材料及其置换材料以及它们的成形工艺基本规律的深刻认识, 人们才能对材料有科学的设计, 对成形技术严格地掌握,如: 成形过程中物理场的变化规律及它们间的耦合效应; 相应过程中的热力学与动力学效应; 从微米及纳米尺度及原位观察将物理场、相变与动力学效应与宏微观组织结构变化结合, 并从电子轨道与化学键的深度研究相的形成及变化规律。
　　材料的成分与组织设计现已更多地建立在各组分热力学计算、原子构型和键合力的基础上, 并积累了越来越多的性能数据。当前已有一些软件辅助进行材料的设计, 如M TDA 2TA 的有关热力学软件可以对铝、铁及镍合金中相的性质进行精确计算。虽然这些计算包含着不少假设和经验修正, 但毕竟正在摆脱纯经验的“抓药方”方式, 走向理论指导的对材料的科学设计。另一方面对材料在服役或开发过程中呈现出的组织与性能变化更应该注意搜集整理和分析并与计算结果比较。在理论和使用积累指导下的材料设计, 再经过修正和再测试的反馈, 有可能取得有重大实用价值的结果。
　　先进发动机材料对性能的高要求及高可靠性导致对材料成形加工技术要求很高的特性: ①新的及许多极端条件下的成形技术; ②成形过程与环境条件的精确控制; ③昂贵的成形设备与工艺。这些特点决定了对材料加工成形过程的模拟与仿真工作具有重要的意义, 它与试验的结合可以更仔细地帮助分析和掌握成形过程中各个参量的变化与影响规律以及整个过程的发展, 同时可使成形过程完善成熟, 可以节约大量试验工作量, 降低材料开发的成本。目前在热成形技术中对温度场、应力场的建模与仿真工作已有相当好的结果, 现正在发展组织与性能模拟技术中的建模工作。
4. 4　深入了解服役特点, 科学表征材料性能, 提高材料使用的针对性与可靠性。
　　我国航空材料, 特别是高温材料与发动机通用规范和结构完整性大纲要求差距较大,材料的力学性能数据表征内容和测试方法与发动机结构分析和可靠性设计很不适应, 因此必须: ①结构的服投特点与材料的力学性能的科学表征结合起来; ②零部件的可靠性与材料组织控制、缺陷控制结合起来, 材料和工艺与结构和设计结合起来; ③针对服役特点科学确定材料的力学性能测试内容及测试步骤以及数据表征的内涵与可置信度; ④重视材料断裂力学行为和损伤容限表征的内容。
　　在规划21 世纪我国航空发动机材料发展战略时, 我们认为必须将结构与材料、材料设计与成形工艺、组织结构与缺陷行为、高性能指标与可靠性统一于材料的研究与开发之中,建立在科学的理论与实践结合的基础之上。