航空发动机的新材应用-参考

第三章 耐高温材料

3.1 金属间化合物

金属间化合物是近几十年来研究的一类前景广阔、低密度的高温材料。目前，金属间化合物中熔点超过1500℃的就有300多种，其中Mo3Se、Re3Nb、W2Hf等金属间化合物的熔点都超过了2000℃。近年来Ti-Al和Ni-Al系材料的力学性能及应用研究取得了令人瞩目的成就。

在Ti-Al系金属间化合物中，主要研究的是Ti3Al基合金（TAC-1）、TiAl基合金（TAC-2）以及Ti2AlNb基合金，它们具有低密度（3.8-5.9g/cm3）、高温高强度、高钢度以及优异的抗氧化、抗蠕变等综合性能，成为使用温度在600℃以上非常有潜力的候选材料。Ti3Al和Ti2AlNb合金长期工作温度可达650-750℃，而TiAl基合金工作温度则可达760-800℃。Ti3Al用作航空发动机导向板和涡轮结合环等部件通过了使用考核。

在Ni-Al系金属间化合物中，主要研究Ni3Al基和NiAl基合金。Ni3Al基合金具有良好的耐腐蚀、耐磨损和耐气蚀性能，展示出极好的应用前景。NiAl合金抗氧化性极好，也是一种很有潜力的新型高温结构材料，熔点高达1640℃。 3.2 难熔金属材料

难熔金属（W、Re、Mo、Nb等）及其合金具有高熔点、耐高温和强抗腐蚀能力等优点，应用于固液火箭发动机和航天发动机等场合。其中研究和应用最多的主要是W、Re、Mo和Nb等金属。

钨（W）熔点最高，具有较好的抗氧化性和抗热震性，以及很好的抗烧损和抗冲刷能力，常用作发动机喉衬。为了提高钨的性能，在W中渗Cu，可以起到发汗剂的作用；在钨中添加碳化物颗粒（如ZrC或TiC颗粒），可减轻纯钨高温结构材料的质量，并能显著提高其力学性能和抗烧蚀性能；在钨中加入Re提高其塑性和强度，可增强材料的抗热疲劳性能和抗热振动能力。

铼（Re）具有高温强度大、耐磨、抗蚀等优异的综合性能，是高温环境中极有前途的候选材料。成本高、密度大（21g/cm3）、机械

加工性能差及在升温时较低的抗氧化性是铼的主要缺点。可通过加铱（Ir）保护层来提高铼的抗氧化性。Ir-Re层状材料已在火箭发动机环境中进行测试，其使用温度超过2200℃，测试结果良好。

钼（Mo）的成本和密度都较低，而且Mo的硅化物（如MoSi2）具有优异的抗氧化性能，使用温度可达1700℃。但是Mo的延展性很差，在高温下易氧化。Mo和Si、B形成的三元化合物具有极高的高温强度，在1773K时屈服强度仍在1GPa以上，与其他高温结构使用的难熔金属基或陶瓷基材料相比，其性能非常优异。

铌（Nb）具有密度低和抗蚀性良好等优点，但Nb易氧化，使用时需进行表面涂覆处理。Rosenstein采用快速凝固工艺研制了含B或N的过饱和Nb基难熔合金。在温度达到2200℃时，Nb基合金仍保持良好的力学性能。Nb基难熔合金已用于小型液体火箭发动机。 3.3 金属陶瓷材料

金属陶瓷是介于高温合金和陶瓷之间的一种高温材料，它兼顾了金属的高韧性、可塑性和陶瓷的高熔点、耐腐蚀和耐磨损等特性，在航空航天等领域中拥有广阔的应用前景。

按照陶瓷相的不同，金属陶瓷可分４类： 1、氧化物基金属陶瓷； 2、碳化物基金属陶瓷； 3、硼化物基金属陶瓷；

4、含石墨和金刚石状态的金属陶瓷。

金属陶瓷具有良好的耐磨性与高温强度，可用于制造航空或航天发动机的阀、静止的环件等。硼化铬晶体和铬－钼合金粘结的硼化铬金属陶瓷具有良好的断裂强度和足够高的抗热震性，可用于制备燃气涡轮叶片、喷气发动机的喷管和内燃机阀座等。

碳硅化钛（Ti3SiC2）是其中研究最多的一种材料，具有耐高温、抗氧化能力强、强度高、热稳定性高的特点，又具有金属材料的导电、导热、可加工性、塑性等优异性能，是一种综合陶瓷材料。碳硅化钛在1200-1400℃高温下，强度比目前最好的耐热合金还高，又易加工，故完全可作高温结构材料用，其高温强度与抗氧化、抗热震等性能优于Si3N4，有可能用于片或涡轮叶片。

第四章 复合材料

4.1 金属基复合材料

金属基复合材料与传统金属材料相比，具有更高的比强度、比刚度、耐高温和结构稳定性等优异性能。钛基、钛铝化合物基和高温合金基复合材料耐温能力较强，是航空发动机中温（650-1000℃）部件的候选材料。连续纤维增强钛基复合材料具有高比强度、高比刚度、良好的耐高温及抗蠕变、抗疲劳等优异性能，是适用于700-900℃的航空发动机用轻质耐高温的理想结构材料。在新一代高推重比航空发动机上，利用SiCf/Ti复合材料制造整体叶环代替压气机盘和叶片，可大大减轻发动机部件的质量，从而大幅度提高发动机的推重比。SiCf/Ti复合材料在航空发动机上的典型应用是叶环类和轴类零件，美、英等国均研制出了多个零部件，并进行了发动机考核试验。罗罗公司制备的SiCf/Ti叶环质量减少３7％，使用温度提高10％，转速提高15％。

近年来，由于硅化物熔点高（高于2000℃），在1600℃具有良好的热稳定性、抗氧化性和良好的力学性能，被广泛应用于航空航天等领域。硅化物中Nb5Si3熔点最高，Ti5Si3密度最低。MoSi2的熔点虽低于上述两种材料，但是其高温抗氧化性能却位居所有金属硅化物之首。难熔金属硅化物基复合材料逐渐成为高温材料研究的新热点之一。

4.2 陶瓷基复合材料

陶瓷基复合材料具有密度低、耐高温、高热导率、高弹性模量等优异的物理性能，并能在高温下保持很高的强度、良好的抗热震性和适中的热膨胀率，对减轻发动机涡轮叶片质量和降低涡轮叶片冷气量意义重大，是高温领域最有前途的材料。在2000℃以上氧化气氛中可用的候选材料主要是碳化物和硼化物。 4.2.1碳化物陶瓷基复合材料

连续纤维增强的SiC陶瓷基复合材料目前主要有SiCf/SiC（SiC纤维增强）和Cf/SiC（C纤维增强）两大类，具有高韧性、低密度、

良好的热稳定性和化学稳定性等优点。Cf/SiC在惰性环境中超过2000℃仍能保持强度、模量等力学性能不降低，但在高于400℃的氧化性气氛中易氧化，导致材料性能降低。SiC纤维具有较高的抗氧化能力，与SiC陶瓷基体有极好的相容性，氧化气氛中长期使用温度可达1400℃，使得SiC纤维强化的复合材料在性能上进一步提高。SiCf/SiC的主要应用领域包括推重比达10以上的航空发动机热端及测温保护部件。

HfC陶瓷的熔点高达3928℃，具有线膨胀系数相对较低、硬度较高等优点，能较好满足高温环境下的使用要求，但是抗氧化性能较差。在HfC内添加Ta和Pr可以改善其抗氧化性。ZrC陶瓷的性质与HfC相似，ZrC一般与其他材料复合使用，如使用SHS工艺制备的ZrB2和ZrC粉，在1800℃进行SPS烧结，可以研制出高致密度的ZrB2-ZrC复合材料，其硬度可达17.8GPa,断裂韧性为3.8MPa·m1/2。通过添加镧烧结助剂，在无压烧结的条件下可以得到ZrB2-ZrC复相陶瓷。此外，ZrC还可以与C、SiC等材料制备成ZrC/C和ZrC-SiC复合材料。 4.2.2硼化物陶瓷基复合材料

ZrB2和HfB2等硼化物具有高熔点、高硬度、高热导率和良好的抗热震等优点。单相ZrB2和HfB2在1200℃以下具有良好的抗氧化性，高温环境加入SiC可以显著提高它们的抗氧化性能。

ZrB2-SiC材料具有很高的强度（超过1000MPa）、抗氧化性和良好的抗热震性。ZrB2-SiC复合材料在1800-24--℃范围内在最外层形成SiO2层，在最内层形成ZrO2，SiC与ZrO2在内部氧化区内共存。通过添加高强度、高硬度的SiC纤维来制备ZrB2-SiC复合材料，可以明显提高抗弯强度和抗氧化性。

HfB2-SiC体系中，SiC可以显著提高抗氧化性能，在高温时形成玻璃相的硅酸盐覆盖在材料的表层，该玻璃相在1600℃以下具有良好的保护作用。

美国宇航局在研究ZrB2-SiC和HfB2-SiC材料的基础上，又系统研究HfB2/HfC/SiC三元复合陶瓷。结果表明：三元陶瓷的综合性能要比ZrB2/SiC或HfB2/SiC性能更优异，是发动机热端等关键部件最有前途的超高温候选材料。