航空发动机的新材应用-参考

1、毕业论文（共10页）名称：航空发动机新材料应用作者： 张梁学号：03航空发动机发展水平是一个国家国防科技水平的象征， 而航空发 动机的发展是受材料发展的制约。航空发动机工作环境苛刻，基本处 于高温、腐蚀的工作状态，现如今大多采用高温合金，而航空发动机 本身设计理念要求其自身“轻质量、高强度”，造成航空发动机在设 计时出现结构与选材的相互制约。 随着新材料的不断出现与发展，越 来越多的新材料已逐渐应用到新型航空发动机上。 未来高性能航空发 动机在很大程度依赖于先进复合材料等新材料的发展，本文根据航空 发动机材料的应用及发展前景进行论述。关键词：航空发动机材料发展耐高温腐蚀新材料目录绪论第一章高温

2、合金1.11.2绪论航空发动机的发展不仅能增强国防实力， 还能促进国民经济的广 泛发展。高推重比、低油耗和高可靠性是航空发动机发展的主要指标。 航空发达的国家正在实施推重比为 15的综合化高性能涡轮发动机技 术计划（IHPTET）,可降低耗油率40%降低成本60%为了不断提 高航空发动机的推力和效率，要求尽可能提高航空发动机上涡轮进口 温度。目前推重比为10的发动机涡轮进口温度已达 1580-1650C。 为进一步改善航空发动机的性能，有效地提高发动机推重比，将采用 耐高温材料取代金属材料应用在航空发动机上。 轻量化是飞机发展的 主导，航空工业提出一句口号“为减轻每一克而奋斗”。耐高温材料 具

3、有良好的高温强度和高温抗氧化性等综合性能， 使得它们能够作为 极端环境下使用的候选材料，目前使用的耐高温材料有高温合金、 钛 合金、金属间化合物、难熔金属、金属陶瓷材料和复合材料、铝锂材 料等。第一章高温合金1.1高温合金概述高温合金是以Fe、Ni、Co为基并能在600c以上高温能够抗氧 化和抗腐蚀并能在一定应力作用力下长期工作的一类金属材料， 也称 为耐热合金。高温合金具有优异的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、 良好的疲劳性能和断裂韧性等综合性能，已成为航空发动机涡轮叶 片、导向叶片、涡轮盘等高温部件的关键材料，高温合金材料的用量 占总用量的40%-60%尤其当今航空发动机中，高温合金

4、被誉为燃气 涡轮的心脏。航空发动机用高温合金中，银基高温合金比重达到 55%-65温温合金使用温度已达合金熔点的85%-90%密度已达9.0g/cm3,似乎已达到极限，但实际上合金的改进工作仍然在不断进 行着。航空发动机用银基高温合金发展的重点是粉末涡轮盘高温合金 和单晶高温合金及相应的高温隔热涂层。高温合金分类高温合金材料按制造工艺，可分为变形高温合金、铸造高温合金、 粉末冶金高温合金和发散冷却高温合金。按合金基体元素，可分为铁 基（含银量达25%60%,又称为铁银基合金）、银基和钻基高温 合金，使用最广的是银基高温合金，其高温持久强度最高，钻基高温 合金次之，铁基高温合金最低。按强化方式，

5、可分为固溶强化高温合 金、时效强化高温合金和氧化物弥散强化高温合金。按主要用途又可 分为板材合金、棒材合金和盘材合金。止匕外，按使用特性，高温合金 又可分为高强度合金、抗松弛合金、低膨胀合金、抗热腐蚀合金等。粉末高温合金粉末高温合金由于具有组织均匀、晶粒细小、屈服强度高、疲劳 性能好和偏析少等优点，成为制备推重比达8以上的高性能发动机涡 轮盘等关键部件的优选材料，可以满足应力水平较高的发动机的使用 要求。我国在20世纪80年代初开始研制粉末高温合金，钢研总院成 功研制出发动机规格的粉末涡轮盘材料 FGH4095性能也达到了标准 的要求。FGH409启金650c时拉伸强度达1500MPa 103

6、4Mp的力下 持久寿命大于50h,是当前在650c工作条件下强度水平最高的一种 盘件粉末冶金高温合金。单晶高温合金单晶高温合金在，950-1100 C温度范围内具有优良的抗氧化、抗 热腐蚀等综合性能，成为高性能先进航空发动机高温涡轮叶片的主要 材料。我国研制了 DD402 DD406等单晶合金，其中第一代单晶合金 DD402在1100C、130Mp应力下持久寿命大于 100h,适合制作工作 温度在以1050c以下的涡轮叶片，是国内使用温度最高的涡轮叶片 材料。第二代单晶合金 DD40哈2%Re使用温度可达800-1100 C, 目前正在先进航空发动机上进行使用考核。银基超合金银基超合金具有良好

7、的高温蠕变特性！高温疲劳特性以及抗氧化、抗高温腐蚀等综合性能，满足了高推重比先进发动机的使用要求， 为了使涡轮机叶片能够承受远超过 Ni熔点的温度，除了升高Ni基超 合金的使用温度外，还在基体表面涂敷绝热层（TB。，以及采取冷 却措施等降低基体温度。CMSX-10 ReneN6等含Re为5-6%勺第三代 单晶体Ni基超合金，其使用温度达到1050Co近年来美国通用电气 公司（GE ,法国史奈克马公司（SENCM所口日本国家材料科学研究 所（NIMS）开发了第4代单晶体Ni基超合金，该合金不仅添加了 Re, 还添加了 2-3%勺Ru以提高合金组织的稳定性。NIMS研制了第5代单 晶体Ni基超合金

8、，在第4代合金的基础上增加了 Ru含量，使合金的 耐用温度达到1100 C。第二章钛合金2.1钛合金概述钛合金是以钛为基础加入其他元素组成的合金。钛有两种同质异晶体：882c以下为密排六方结构%钛，882c以上为体心立方的B钛钛合金因具有强度高、耐蚀性好、耐热性高等优点而被用于制作 飞机发动机压气机、风扇的盘件和叶片等零件，可以较明显地减轻发 动机零部件的质量，从而提高发动机的推重比。在先进发动机上钛合 金的用量仅次于高温合金，占发动机总质量的25-40%近几年国外采 用快速凝固/粉末冶金技术、纤维或颗粒增强复合材料等方法研制钛 合金，使钛合金的使用温度提高到 650c以上，以此作为高温钛合金

9、 的发展方向。当航空发动机的推重比从4虢高到810,压气机出口温度相 应地从200300 C曾加到500600 CM,原来用铝制造的低压压气 机盘和叶片就必须改用钛合金，或用钛合金代替不锈钢制造高压压气 机盘和叶片，以减轻结构重量。70年代，钛合金在航空发动机中的用 量一般占结构总重量的20%-30%主要用于制造压气机部件，如锻造 钛风扇、压气机盘和叶片、铸钛压气机机匣、中介机匣、轴承壳体等。 2.2钛合金的发展钛合金是航空航天工业中使用的一种新的重要结构材料，我国一 直都在开发低成本和高性能的新型钛合金，努力使钛合金进入具有巨 大市场潜力的民用工业领域，同时完全满足国家武器装备的生产需 要。

10、钛及钛合金主要限制是在高温与其它材料的化学反应性差。此性质迫使钛合金与一般传统的精炼、 熔融和铸造技术不同，甚至经常造 成模具的损坏；结果，使的钛合金的价格变的十分昂贵，大大限制了 钛合金的推广发展，未来钛合金的发展会逐步多元化，衍生多种新型 钛合金材料，具备低成本、高性能、易加工焊接等的优越性能。因此，在未来的航空发动机上钛合金将逐渐取代高温合金，钛合金在广泛应用到发动机后，将大大减少航空发动机的质量，使发动机 的性能能够得到质的飞跃。随着新型钛合金不断的研发，钛合金在我 国民生活也将得到深度的推广使用，大大有利于汽车、医疗等行业的 发展。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

11、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1500c的就有300多种，其中 Mo3Se Re3Nb W2H等金属间化合物的熔点都超过了 2000C。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/cm 3）、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 600c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65

12、0-750 C ,而TiAl基合金工 作温度则可达760-800 C。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1640Co 3.2难熔金属材料难熔金属（W Ra Mq Nb?）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 McftNK金属。鸨（W熔点最高，具有较好的抗

13、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。为了提高鸨的性能，在 W中渗Cu,可以起到发汗剂的作用；在鸨中添加碳化物颗粒（如 ZrC 或TiC颗粒），可减轻纯鸨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；在鸨中加入Rei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。铢（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铢的主要缺点。可通过加钺 （Ir ）保护层来提高铢的抗氧化性。Ir-Re层状材料已在火箭发动机 环境中进行测试，其使用温

14、度超过2200C,测试结果良好。铝（M。的成本和密度都较低，而且 M0勺硅化物（如MoSi2）具 有优异的抗氧化性能，使用温度可达1700Co彳S是M0勺延展性很差， 在高温下易氧化。MoffiSi、E形成的三元化合物具有极高的高温强度， 在1773K寸屈服强度仍在1GP拟上，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。银（Nb）具有密度低和抗蚀，性良好等优点，但Nb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 域N 的过饱和Nb8难熔合金。在温度达到2200c时，NbS合金仍保持良好 的力学性能。NbS难熔合金已用于小型液体火箭发动机。

15、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。硼化铭晶体和铭-铝合金粘结的硼化铭金属 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

16、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 C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 C）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

17、蠕变、抗疲劳等优异性能，是适用于700-900 C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3 7%,使用温度提高10%,转速提 局 15%。近年来，由于硅化物熔点高（高于2000C）,在1600c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N

18、b5Si3熔点最高，Ti5Si3密度最低。MoSi2勺熔点虽 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2000c以上氧化气氛中可 用的候选材料主要是碳化物和硼化物。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 （

19、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 C仍能保持强度、模量等力学性能不降低，但在高于400 C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1400C,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3928C ,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T丽Pr

20、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 SHSE艺制备的ZrB2和ZrC粉， 在1800c进行SP晓结，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3.8MPam1/2。通过添加镯烧结助剂， 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。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1200c以下具有良好的抗氧化性，高 温环境加入SiC可以显著提

21、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- C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1600c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

22、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。树脂基复合材料树脂基复合材料凭借比强度高、比模量高、耐疲劳与耐腐蚀性好 和阻噪能力强等优点，在航空发动机冷端部件（风扇机匣、压气机叶 片、进气机匣等）和发动机短舱、反推力装置等部件上得到了广泛应 用。树脂基复合材料已经发展到了耐温 450c的第四代聚酰亚胺复合 材料，形成了从280-450C涵盖四代的耐高温树脂基复合材料体系。聚酰亚胺树脂是耐高温树脂的代表，具有良好的耐热性、力学性能和工艺性能等优点，主要有BM型、PM型和乙快基封端的聚酰亚胺 树脂。其中，PM型

23、聚酰亚胺树脂基复合材料耐温最高且应用技术最 成熟，在航空（尤其是航空发动机）、航天等领域得到了广泛的应用。 PMR-1聚酰亚胺树脂是第一个广泛使用的 PM麋酰亚胺高温复合材料 树脂，具有优异的力学性能及良好的热氧化稳定性，可在 288-316 C 使用1000-10000 h ; AFR-700序口 RP-46W脂基复合材料具有优异的力 学性能、较高的耐热性和良好的工艺性能；PMR-II-50复合材料已应用于发动机导向叶片衬套；北京航空制造工程研究所采用HT3/KH-304 复合材料制造出了发动机外涵道；北京航空材料研究院采用 LP-15/G827复合材料制备的航空发动机分流环已装机试用。C/

24、C复合材料C/C复合材料具有质量轻，比强度高，比刚度高，模量高，烧蚀 性能、抗蠕变能力及抗热震性能良好等优点。 惰性气氛中温度从室温 升至2200c , C/C复合材料的强度不断增加；大气中温度超过350c时 C/C复合材料易氧化，引起性能降低，造成应用极为有限。为了发挥 C/C复合材料的全部潜能，研究氧化保护措施非常关键。抗氧化处理 分为三类。一、CVI工艺，比如使用有机硅烷气体热解，形成 C/_ （C/SiC） 混杂基体复合材料，提高其抗氧化性；二、料浆浸渍热解工艺，即在浆料中加入添加剂（如SiC、ZrB2、 Al2O转），碳化后使用浸渍剂反复循环浸渍碳化；三、改变表面涂层工艺，较成功的涂

25、层包括HfC、TiC和Ir-Re等。 杨艳波等采用等离子喷涂方法在碳/碳复合材料上制备了鸨/碳化 钛复合涂层并进行了涂层抗烧蚀性能研究，碳化钛涂层具有较好的热 化学稳定性，烧蚀后没有明显的氧化现象。美、俄、法等国家近年来 提出用SiC、HfC、TaC Nb野难熔碳化物涂层来提高碳/碳复合材料 的抗氧化能力，从而降低烧蚀率，承受更高的燃气温度，保证工作的 可靠性。通过减少碳来源材料中的杂质、增加石墨化的程度、采用内 部氧化抑制剂以及采用氧化保护涂层可抑制氧化。 基于金属碳化物和 金属氧化物的涂层与内部抑制剂相结合用于氧化保护，使用温度可达 1600Co最近，美国X-43A的尖锐前缘采用了 C/C复合材料，其能够承 受高达2200c高温。第五章涂层材料5.1涂层材料简介在合金表面施加防护涂层，既能提高合金抗高温氧化与热腐蚀性 能，又可保持合金的力学性能，这方面取