难加工材料讲座课件

1、难加工材料的应用第二讲 自飞机诞生来，航空领域从来就是先进材料技术展现风采、争奇斗艳的大舞台。1903年莱特兄弟驾驶的第一架飞机是用木头和布做成的，但是，随着飞机需要承受的载荷越来越重，环境越来越严苛，金属材料开始成为机体航空材料的主流。随着工业技术的快速进步，钛合金、复合材料越来越多地应用在航空飞行器上，从军用飞机到民用飞机，从小型直升机到大型固定翼飞机，从小零件到主结构部件无一例外。 “一代材料，一代飞机”是航空工业发展的生动写照。机体材料至今已经历了四个发展阶段。第一阶段是从1903年到1919年，机体采用木、布结构；第二阶段是1920年到1949年，产生了铝合金和钢的机身材料；第三个阶

2、段是从 1956年到1969年，飞机材料中增加了钛；第四个阶段是1970年至今，其特点是增加了复合材料。难加工的原因一般是以下几个方面： 高硬度 高强度 高塑性和高韧性 低塑性和高脆性 低导热性 化学性质活泼 有微观的硬质点或硬夹杂物 这些特性一般都能使切削过程中的切削力加大，切削温度升高，刀具耐用度下降；有时还将使已加工表面质量恶化，切屑难以控制；最终则使加工效率和加工质量降低。一.钛合金二.高温合金三.不锈钢五.高强度钢与超高强度钢四.复合材料六.硬脆性材料一 钛合金 1910年, 即飞机问世后的第7年, 美国科学家亨特用钠还原法获得了金属钛。但钛工业直到第二次世界大战之后的1948年,

3、即卢森堡科学家发明的镁还原法在美国用于生产之后才开始起步。钛工业的历史要比航空工业的历史晚几十年,是唯一在两次世界大战中都没有使用过的结构金属材料。钛与航空有着不解之缘,首先应用于航空。 1953年, 在美国道格拉斯公司生产的DC2T 机发动机吊舱和防火壁上首次使用钛材, 从而揭开了钛航空应用的历史。从那时以来, 钛在航空上已应用了半个多世纪。钛能在航空上广泛应用是由于它有适于飞机应用的许多宝贵特性。 在世界矿资源中, 钛是仅次于铁、铝、镁, 处于第四位的富有资源, 但在目前的金属工业产量上, 铁达到7亿t,铝约1500万t,铜和不锈钢各为1000万t,而钛合金的产量约为10万t,只相当于钢铁

4、企业1h的生产量, 所以说, 钛又是一种尚未成熟的年轻金属, 它很有希望成为继铁、铝之后的第三种实用金属, 开发利用前景十分广阔。 A型合金 Ti-3Al-2.5V用于高压水压管道系统(压力达28MPa, 外径为6.3-38mm)，取代了不锈钢，节约了40%的重量。Ti-6Al-4V由于强度高可以更显著地减轻重量, 但是其制成薄片和条状代价较高, 而Ti-3Al-2.5V可容易地加工成薄片和条状。 Ti-5Al-2.5V是退火后用合金,主要用于低温下,它在低温下能保持较好的断裂韧度和展延性,主要用于涡轮泵中高压燃料的氢侧的侧壁。 Ti-8Al-1Mo-1V,曾经考虑用它来做飞机的骨架, 但其抗

5、压力腐蚀能力较差,具有较低的密度和高的模量, 用于军用发动机的风机叶片。 Ti-55是中科院金属所根据TiX相析出的电子浓度规律设计的一种近A型钛合金。该合金在550 具有良好的综合性能(550下b = 658MPa), 制成的发动机高压压气机盘、鼓筒和叶片顺利通过了超转、断裂、低循环疲劳和振动疲劳试验。 (A+B)型合金 Ti-6Al-4V占到整个钛合金产品的60%左右,最小拉伸强度896MPa, 具有较好的疲劳性能和断裂性能(经热处理后还能改善), 可以制成铸件、锻件和挤压件。Ti-6Al-4V可用于制造飞机的任何部分: 机身、引擎机仓、飞机起落架、机翼和尾翼。图2(a)是EJ200欧洲战

6、斗机中用Ti-6Al-4V制成的中压压缩机箱, 图2(b)是用Ti-6Al-4V锻造的波音757的起落架结构。 波音757,767和777的挡风玻璃框架都是由Ti-6Al-4V压铸而成, 而其上面的顶板是由Ti-6Al-4V板制成, 这些主要是由于Ti-6Al-4V具有较高的强度以抵挡飞机在飞行过程中受到鸟的撞击。 波音777 的鳍板是由Ti-6Al-4V 热成型板制成, 厚5mm, 宽762mm, 长3.3m（图2c）, 这是由于它的热膨胀系数和碳纤维吻合得较好, 铝与石墨的热膨胀系数不是很吻合导致用铝时易产生电化学腐蚀。 经退火的Ti-6Al-4V 锻件也可用来制造波音777机身的水平鳍板

7、和垂直鳍板, 这是由于钛和石墨的抗腐蚀相容性较好。 波音777的机身末端（图2c）和喷射引擎的排风管（图2d）由于温度高而采用Ti-6Al-4V, 此处工作温度较高, 选用铝合金不合适, 而钢或镍基合金又太重。 Ti-6-22-22 (Ti-6Al-2Sn-2Mo-2Zr-2Cr+Si) 是美国RMI公司在20世纪70年代开发出的一种航空用A+B型钛合金,具有良好的强韧性匹配, 经热处理后Rb=1035MPa,有深淬透性(断面直径达100mm)和极好的超塑性成型能力。被Lockheed/Boeing的F222采用作为飞机下部龙骨的翼弦；Ti-6-2-4-6是P&W开发的在中等温度下有较高强度的

8、合金, 主要用于军用发动机(F-110,F-119),屈服强度为1035MPa, 其损伤容限性能没有Ti-6-4和Ti-6-2-4-2好,由于需检查次数多, 不能用于飞机。 Ti-17(Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr)是可硬化A+B合金, 最小强度1125MPa, 由GE飞机发动机公司开发出可用于400下的风扇和压气机轮盘。 Ti-10-2-3(Ti-10V-2Fe-3Al)合金是应用广泛的一种高强韧近B钛合金。它是一种为适应损伤容限性设计原则而产生的高结构效益、高可靠性和低成本的锻造钛合金, V 和Fe为主要的B稳定元素。为了提高合金的锻造性能和断裂韧性,Fe的含量低于2%,氧

9、的含量限制在0.13%以下。 该合金是波音777 中用量最大的B钛合金, 该锻件的三强为965, 1105和1190MPa, 可根据不同需求采取不同加工工艺和热处理方法, 波音选取高强度以最大限度减轻重量。 Ti-10V-2Fe-3Al也具有很好的疲劳性能,波音777 的起落架几乎全部由该合金制成,不由该合金制备的零件主要有内、外气缸和轮轴,由4340M制成(强度为1895MPa)。空客A380的主起落架支柱也是采用的该合金。用Ti-10-2-3可为每架飞机减重270kg,还消除了用钢时产生的应力腐蚀。图2(e)是波音777起落架。 Mcdonne ll Donglas采用Ti-10-2-3(

10、1105MPa)制成货舱门、引擎机舱、尾翼以及C217的其他部分。Ti-10-2-3在疲劳强度方面的优势也使其广泛应用于直升机。 -21s是唯一一种能抵抗这种腐蚀的金属。这是因为-21s含有钼和铌, 可用于引擎机舱和喷射引擎部位(原先使用钢或镍基合金)。 -21s可减轻重量,用于制造波音777的三种引擎、P&W4084, GE90以及Trent 800中的喷嘴、塞子、蒙皮和各种纵梁结构, 这些可以为每架飞机减重74kg。P&W特别采用-21s制备4168引擎的喷嘴和塞子(4168为空客A-330的引擎, 采用多孔夹层结构设计)。 C合金(Ti-35V-15Cr) 是美国于20世纪80年代由P&

11、W开发的一种稳定B型钛合金, 是目前工业用B钛合金钼当量最高的合金。Cr元素使合金具有很好的高温强度和抗氧化能力及阻燃性, 以取代原先采用的镍基合金应用于F119发动机的高压压气机机闸和矢量尾喷管及导向叶片。 钛合金在飞机发动机中的应用 喷气发动机是飞机的心脏。发动机的风扇、高压压气机盘件和叶片等转动部件,不仅要承受很大的应力, 而且要有一定的耐热性, 即要求钛在300-650温度下有良好的抗高温强度、抗蠕变性和抗氧化性能。这样的工况条件,对铝来说温度太高;对钢来说密度太大;钛是最佳的选择。因此, 钛在先进发动机上的应用不断扩大。在飞机上使用较多的钛合金有Ti-6Al-4V, Ti-8AL-1

12、M0-1V,Ti-17,Ti-6-2-4-2,Ti-6-2-4-6,TC6,TC9,TC11, Ti1100等。 据计算,当压缩比达到15时,压气机的出口温度为590,而当压缩比达到25时,压气机的出口温度就达到620-705,需要耐热性非常好的钛合金。实验证明,常规钛合金只能用于650以下,为制造推重比10以上的先进发动机, 需要开发以钛基复合材料、Ti3Al和TiAl型金属间化合物为基的钛合金。目前实用性能最好的耐热钛合金是英国的IMI829, IMI834和美国的Ti-1100。它们已分别用于V2500,EJ200,552712改型发动机。钛合金在各型号发动机中的应用高温钛合金以其优良的

13、热强性和高的比强度,在航空发动机上获得了广泛的应用。表2为各种型号发动机的钛合金使用情况。 钛在发动机上的用量取决于飞机的尺寸和功率。亚音速发动机达到其质量的30%,发动机减重大约600kg。钛合金主要制造压气机的模锻件和板式结构。如在普惠J 57发动机中,用Ti-6Al-4V制作9级预压气机叶片及叶轮盘,Ti-5Al-2.5Sn板制造隔离环及壳体件。此后,美国普惠公司和欧洲罗-罗公司采用钛合金制造了很多飞机发动机, 如罗-罗公司的AVON 发动机9-12 级压气机叶轮及叶片。协和飞机用的Olympus-593 发动机中有11个定子和10个转子由钛合金制造,并且第1级由Ti-6Al-4V制造,

14、其它各级由Ti-6Al-5Zr-0.5Mo-0.2Si制造。 普惠开发出了超前的双转子技术，双转子设计能显著提高压气机效能，改善发动机加速响应速度，在提高推力的同时降低耗油率。根据这一先进理论，成功设计出J57轴流涡喷发动机，1950年进行了首次台架试验，试验中J57推力达到了10000磅，是历史上第一种推力达到10000磅的喷气发动机，后续型号推力进一步提高到了18000磅，其单位推力油耗也比二战时期最好的德国喷气发动机Jumo 004降低了近一半。 下图为Svenska飞机的具有后燃烧器的改进普惠RM 8 发动机的各零件, 压气机圆盘及低压压气机叶片用Ti-6Al-4V制造, 高压压气机叶

15、片用 Ti-8Al-1Mo-1V 制造, 隔离环及发动机换向件由Ti-5Al-2.5Sn及工业纯钛制造。美国新一代F22 战斗机的F119 发动机 (下彩图) 不仅用钛合金制作叶片, 而且发动机机匣、加力燃烧室筒体及尾喷管还用了新发展的阻燃钛合金Alloy C钛合金在飞机机身上的应用 1950年在F84战斗轰炸机上采用工业纯钛制造后机身隔热板、导风罩和机尾罩等非承力构件,钛合金在飞机制造过程中便显现了无与伦比的优势, 钛合金在机身上的应用范围逐年增长。例如,B777采用Ti-6-4制造飞机主起落架锻件,每件质量1724kg; A380采用Ti-10-3制造主起落架, 每件重量3210kg。钛合

16、金在飞机机身上的应用主要集中在飞机骨架、蒙皮、机身隔板和起落架等部位。1- Fuselage skin ; 2- Support; 3- Interspar box ; 4- Aerofoil skin ; 5- Engine nacelle ; 6- Fuselage skeleton ; 7- Empennage skin ; 8- Tail cover ; 9- Tailfin component ; 10- Engine ; 11- Aerofoil rib ; 12- Aerofoil beam; 13- Wheel; 14- Landing gear波音777飞机使用材料示意图 钛

17、合金因其高比强度和优异的耐腐蚀性等突出特性, 被广泛应用于铝合金、高强钢和镍基高温合金的质量、强度、抗蚀性和高温稳定性等综合性能不能满足要求的飞机零部件中。机身采用钛合金的主要原因总结如下: (1) 减重, 替代钢和镍基高温合金(2) 使用强度的要求, 替代钢、铝合金和镍基高温合金 (3) 耐腐蚀性, 替代低合金钢和铝合金 (4) 满足与聚合物复合材料的电化学相容性要求(5) 空间的限制, 替代钢和铝合金 钛合金在飞机机身上的应用主要集中在飞机骨架、蒙皮、机身隔板和起落架等部位,如前图3所示.钛合金在机身中的应用 二 高温合金高温合金又称耐热合金或热强合金，它是多组元的复杂合金，以铁、镍、钴、

18、钛等为基，能在600-1000的高温氧化环境及燃气腐蚀条件下工作，而且还可以在一定应力作用下长期工作。 随着人类飞向太空，核动力、光子火箭的发展，对高温的要求进一步提高，将超出金属高温合金的极限，需要发展其他类型的高温材料。图1 高温合金的发展过程462.高温合金的特性和分类耐高温金属材料耐热钢低合金耐热钢铁素体系耐热钢奥氏体系耐热钢500 700 高温合金铁基（铁镍基）高温合金钴基高温合金镍基高温合金弥散强化合金狭义高温合金700 1200定向凝固高温合金钼基、铬基、钨基高温合金表1 耐热合金和高温合金的分类 在高温下合金能具有较高的强度，良好的疲劳性能、断裂韧度，以及强的抗氧化和抗热腐蚀性

19、能，并保持良好的组织稳定性和可靠的使用性能等综合性能。47(1) 铁基（铁镍基）高温合金 铁基高温合金由奥氏体不锈钢发展而来，在18-8型不锈钢中加入钼、铌、钛等合金元素，使其在500-700温度下的持久强度提高。优点：成本低，可用于制作一些使用温度较低的航空发动机和工业燃气机上的涡轮盘、导向叶片，以及一些承力件、紧固件等。缺点：铁基高温合金由于沉淀硬化型的组织不稳定，抗氧化性差，高温强度不够，仅可使用于80048(2) 镍基高温合金 以镍为基体，w Ni 50%，可在700-1000温度范围内使用。优点：镍基高温合金可溶解较多的元素，具有较好的组织稳定性，高温强度较高，比铁基高温合金有更好的

20、抗氧化性和抗腐蚀性。49(3) 钴基高温合金 w Co在40-60的奥氏体高温合金，工作温度可达730-1100。优点：当温度高于980时，其强度很高，抗热疲劳、热腐蚀和耐磨腐蚀性都很佳，适合于航空发动机，工业燃气轮机，舰船燃气轮机的导向叶片和喷嘴导向叶片以及柴油机的喷嘴等。50(3) 钴基高温合金缺点：一般钴基高温合金含wNi=10%-22%和wCr= 20%-30%，以及钨、钼、钽、铌等固溶强化和碳化物形成元素，其含碳量较高，是以碳化物为主要强化相的高温合金，缺少共格类的强化相，中温强度不如镍基高温合金。钴是重要的战略物质，大多数国家缺乏，因此发展受到严重限制。513.高温合金的高温性能要

21、求 高温合金工作在6001200，高温性能要求： 高温下的力学性能； 高温下的抗腐蚀性能。(1) 高温下的力学性能 持久强度 指合金在一定温度、一定时间下的断裂强度。要求获得此条件下的最大强度，以 表示。其中A，B为材料常数， 为时间(h)， 是应力(MPa)。持久强度与温度梯度和波动，材料的缺口和应力集中等因素有关。 52 热疲劳 随热循环应力增加，循环温度或平均温度的增加而下降；循环频率增加，热疲劳强度增加。应力集中也会降低金属热疲劳强度。 松弛 零部件在长期应力作用下，其总变形不变，零部件所受的应力随时间的增加而自发地逐渐降低的现象。此为高温下合金内部组织不稳定引起。53 蠕变 指温度高

22、于0.5T熔点下，材料承受远低于屈服强度的应力时，随着时间的持续增加而产生的缓慢塑性变形的现象。典型的蠕变曲线见图2所示，根据变形速率随时间的变化，蠕变曲线可分为三个阶段。 第一阶段，即蠕变的减速阶段。随时间的增加，形变量增加，变形速率降低，见右图的AB段。 图2 典型的蠕变曲线54 第二阶段，即恒定蠕变阶段。此时蠕变变形速率随加载时间的延长而保持不变，如BC段。 第三阶段，蠕变的加速阶段。蠕变形变速率显著增加，当达图中D点时，材料断裂，温度越高，承受力越大，蠕变断裂时间越短。图2 典型的蠕变曲线55(2) 抗腐蚀性 提高抗氧化、硫化、氮化、碳化、热腐蚀性，可采用在合金中加入其它元素，或在合金

23、表面涂层的方法，如在合金的表面渗铝、渗硅或鉻铝、鉻硅共渗，陶瓷涂层等。 提高位错在滑移面上运动的阻力，减缓位错扩散型运动过程，改善晶界结构状态，以增加晶界强化作用，或消除晶界在高温时的薄弱环节，以提高高温合金高温力学性能。564.提高高温合金性能的途径和方法 结构强化 1) 固溶强化 2) 沉淀强化 3) 晶界强化(2) 工艺强化 1) 粉末冶金 2) 定向凝固 3) 快速凝固57 高温合金的特殊应用 高温合金一般用于热交换部件,汽油、柴油机的排气阀,汽轮机的叶片、盘叶轮轴,高温紧固件等。高温合金在 6001100 氧化、燃气腐蚀、石油化工腐蚀、应力腐蚀和高温辐照等条件下,承受复杂应力,能长期

24、可靠地工作,因而广泛应用于航空、宇航、船舶、 核电及化学工业中。 在航空工业中 ,主要用于发动机的热端部件,如涡轮叶片、涡轮、燃烧室及涡轮传动轴等;在核电工业中,主要用于核反应堆堆内结构件,如吊篮筒体、流量分配板和堆芯围板等;在超音速喷涂技术中,用作拉瓦尔管及其喷嘴;在石油工业中,主要用作炉用部件,如转化炉管、重油燃烧器、石油裂解装置等。 航空发动机按照推重比,涡轮前温度等指标可划分为4代，目前美、英、法等航空发达国家第一代、第二代发动机已全部退役，第三代发动机如F100、F110、T700等）从上世纪80年代开始成为现役发动机的主力，已规模批量生产；第四代发动机（如F119、EJ200、T8

25、00、MTR390和RTM322等）也在本世纪初开始装备，并形成作战能力；推重比15一级的发动机将在2015年左右定型。目前，正在研究验证推重比20和新概念、新能源发动机的关键技术，预计该系列发动机将在2030年左右问世。 航空发动机的发展，从第二代到第四代，大中等推力级涡喷、涡扇发动机涡轮前温度从1300K-1400K（K为绝对温度，K-273=）提高到1850K-1988K，推重比从5-6提高到10；中小推力级涡轴涡桨发动机涡轮前温度从1200K-1300K提高到1400K-1500K；单位功率从180千瓦/千克提高到300千瓦/千克左右。未来先进涡扇发动机的涡轮前温度将提高到2100K-

26、2150K，推重比将提高到12-15；先进涡轴发动机涡轮前温度将提高到1800K-2 000K，单位功率将提高到400千瓦/千克左右。 随着先进材料的出现，保证了新材料构件及新型结构的实现，从而使发动机重量不断减轻，发动机的效率、使用寿命、稳定性和可靠性也在不断提高。据国外分析，航空发动机推重比的提高，70%靠材料技术。而涡轮是航空发动机的“皇冠”，叶片及盘又是皇冠上的明珠。因此高温合金的发展关系到航空发动机的成败，是关键中的关键。 高温合金的发展与航空发动机的技术进步密切相关。1937年德国的涡轮喷气发动机问世，1939年英国也研制出惠特尔涡轮喷气发动机。喷气发动机热端部件，特别是涡轮盘与叶

27、片，对材料的耐高温性和应力承受能力提出了很高的要求，即要求涡轮叶片材料能在600以上、高转速、氧化腐蚀、冷热交替的复杂环境下工作。当时能在高温下使用的金属材料只有以铁为基体的耐热不锈钢，但耐热不锈钢的工作温度达不到这个温度要求。 材料科学家们开始寻找一种耐更高温度的基体金属。由于镍和钴与铁在元素周期表中同属于第八类，具有相似的结构，因此它们与铁一样，具有作为结构材料的一系列特性，但与铁不同的是，直到熔点附近还具有较高的强度。目前在航空发动机上大量应用的高温合金有铁基、镍基和钴基高温合金。5.高温合金的应用(1) 航空发动机 65(1) 航空发动机 1) 燃烧室 部分压缩空气与燃料混合，在燃烧室

28、燃烧，所产生的燃气温度在15002000之间。其余的压缩空气在燃烧室周围流动，穿过室壁的槽孔使室壁保持冷却。燃烧筒合金材料承受温度可达800900以上，局部可达1100。冷却空气与燃烧的气体混合，使燃气温度降到1370以下。可见，燃烧室壁除受高温外，还承受由于内外壁温度不同引起的热应力作用。特别是在起飞、加速和停车时，温度变化更为急剧。由于周期循环加热冷却，热应力可达很大值，冷却孔更易破坏、燃烧室常出现变形、翘曲、边缘热疲劳裂纹等。66 2) 导向叶片 导向叶片是调整从燃烧室出来的燃气流动方向的部件。先进涡轮发动机导向叶片工作温度可高达1100，但叶片承受的应力比较低，一般在70MPa以下。对

29、材料要求是：高温强度好，热疲劳抗力佳，抗氧化、耐蚀性优异，并具有一定的抗冲击强度和组织稳定性。 67 3) 动叶片 动叶片是涡较发动机中工作条件最恶劣的部件。先进航空发动机的燃气进口温度已达1380，推力达226kN。涡轮叶片承受气动力和离心力的作用，叶身部分承受拉应力大约140MPa；叶根部分承受平均应力为280560MPa，相应的叶身承受温度为650980，叶根部分约为760。因此，动叶片材料要具有足够的高温拉伸强度、持久强度和蠕变强度，要有良好的疲劳强度及抗氧化、耐燃气腐蚀性能和适当的塑性。此外，还要求长期组织稳定性、良好的抗冲击强度，可铸性及较低的密度。 68 4) 涡轮盘 航空发动机

30、涡轮盘工作温度在760左右，轮缘部分可达此温度，而径向盘心温度逐渐降低，一般在300左右。轮盘正常运转时，盘子带着叶片、高速旋转产生很大的离心力。停车、起动反复进行，形成周期疲劳。69(2) 火箭发动机 图8是液体燃料火箭发动机示意图。透平泵机组的气体发生器处于约1050的温度下，由喷嘴中喷出的气体的速度约为2500m/s。气体靠近嘴壁处的温度约为1350。对没有特殊防护的一般金属只能做短时忍耐。图8 液体燃料火箭发动机示意图1-喷嘴 2-燃烧室 3-混合带 4-喷射器 5-主气门 6-气体发生器 7-涡轮机 8-透平泵 9-氧化剂 10-压缩气 11-燃料 12-涂料 13，14-金属 15

31、-冷却剂 16-气体(约2500m/s)70 燃料箱、泵传送器所用材料，特别需要化学稳定性。液态氟以及作为氧化剂的发烟硝酸和四氧化氮，具有特别强烈的侵蚀性，除了在1000以上的工作温度下出于腐蚀而引起的问题之外，流过的气态燃烧产物也产生冲蚀性。 71 火箭启动时，在12s内，其加速度是5-6倍于地球的引力加速度，由于加速度增高引起的高度过载，会对材料施加非常巨大的机械负荷，尽管元件所受应力是短时的，但由于其载荷的大小和方向急剧地发生变化，往往会引起疲劳断裂。火箭本身重量必须尽可能的小，因此，金属材料的比强度在火箭制造中具有特别重要的意义。72 弹道火箭进入大气层时，热流量为1000025000

32、kcal/(m2s)，它在短时间内，引起巨大的温度梯度，长时间作用则会建立起平衡温度。对金属材料的耐热性有特殊的要求。73 国外长程大推力火箭发动机采用Inconel718高温合金制造高压导管，国内研制的GH169合金管的疲劳寿命约为1Cr18Ni9Ti钢管的3倍以上，具有良好弯管和焊接等工艺性能，还可用于发动机涡轮转子和主铀。74 GH30金丝网多孔发散冷却材料用于火箭发动机、制作喷注器面板，既作防热材料又作结构材料使用。喷注器面板上固定有许多氢气、氧气喷嘴，氢气和氧气喷进燃烧室进行燃烧，面板两侧的温度差异极大，一面为超低温-150，另一面为超高温3500。GH30能承受发动机点火的瞬间产生

33、强烈的振动使面板受到的较大冲击载荷，并成功地用于通信卫星上。75 GH131铁基高温合金旋压管用于大型液体火箭发动机涡轮燃气进气导管，还用于9001000使用的大型火箭发动机燃烧室、隔热板、涡轮进气导管，以及航空发动机的加力燃烧室、鱼鳞片等。 GH188A合金与国际上最高强化型-钴基变形合金HS-188相当，用于液体火箭姿态控制器发动机头部与身部结合处的高温弹性密封件。76(3) 燃气轮机 航空发动机的燃气轮机材料要求在较高温度下，具有较高的持久强度和塑性变形等特点，而使用期限较短；固定式燃气轮机材料要求在较低温度下使用期限很长。固定式燃气轮机装置的使用时间取决于它的用途和功率大小。大功率发电

34、用的固定式装置由于制造费用大，使用时间至少考虑为100000h；商船和热力机车上的燃气轮机装置使用时间考虑在100000h之内；军用舰艇上的燃气轮机装置使用时间考虑1000050000h。78(3) 燃气轮机 燃气轮机的燃烧室、导向叶片、工作叶片、涡轮盘和转子的要求与航空发动机相似。涡轮盘和气缸法兰盘的紧固螺栓，其工作温度与涡轮盘及气缸相同。燃气轮机中的螺栓，有时必须在高达600750的温度下工作。对紧固螺栓材料的主要要求是高温时应具有高的屈服强度和抗松弛性能。为了使连接的零件可以自由膨胀和减少温差应力，螺栓和连接零件的材料应具有相同的热膨胀性能。79 537合金是在800-850工作温度下长

35、期使用的镍基铸造耐热腐蚀合金，可用于地面燃气轮机和舰用燃气轮机上涡轮叶片的制作。合金800的抗拉强度可达800MPa以上；在815、430MPa下的持久寿命大于100h；800、220MPa下的持久寿命大于20000h；抗热腐蚀性能相当于国外的 IN-738合金，但不含价格昂贵的稀有金属钽，成本低。80 543合金具有良好的高温组织稳定性。在800、经8000h时效后没有发现有害相。543合金可用作在700-750环境下长期使用的燃气轮机动叶片材料。 GH333系镍基高温耐蚀合金，工作温度可达900，用于制造燃气轮机火焰筒、过渡段等燃烧部件。81(4) 汽油及柴油发动机 1) 排气阀 工作温度

36、一般为600-800，最高可达850以上。由于气阀的高速运动和频繁的启动除了可能出现机械疲劳外，在气阀头部也可能产生冷热疲劳。为了避免“爆振”，常在汽油中加入乙基铅、溴化铅等抗爆剂，所以汽车发动机排气阀要求抗Pb腐蚀。重油中，含钒、硫、钠等，故柴油机排气阀要求抗V2O3，钠和硫的腐蚀。82 2) 烧嘴 船舶、油田钻机、机车、挖掘机等柴油机预燃烧室烧嘴，在800900长时间使用，要求组织性能稳定，抗热循环疲劳性能良好，膨胀系数较低。GH128和RA333高温合金用于12V180Z 型柴油机预燃烧室烧嘴，GH128寿命达到4000h，最高达8408h；RA333最高寿命达 11600h。另有PZ5

37、02合金的性能与RA333合金喷嘴相当，且强度高、切削性能好、成本低，在各种发电机、船舶主机上使用。83 3) 热发生器 作为排气净化装置，热发生器工作温度达1000。随着发动机的起动-停车的间断加热条件，促使氧化膜破坏和剥落。与排气阀相同，尤其使用高铅汽油，由于铅化合物产生加速氧化；另外，因排气中低氧压的缘故，大气中微量的SO2和硫酸盐容易引起硫化。 844) 增压器 柴油机发展中的增压技术，废气增压涡轮，是利用气缸排出的废气带动，以增加进气压力，加大进气量，从而加强燃烧。采用废气涡轮增压，可成倍地提高柴油机功率，大幅度降低单位功率，具有重大的经济效益。我国的K13合金，是一种Fe-Ni-C

38、r基铸造高温合金，与国外采用Incone1713和X40合金相比，含镍少，不含钴。K13合金大量用于制造涡轮和叶片铸件，是750环境理想的增压涡轮材料。K18合金是不含钴的镍基铸造高温合金。合金密度小，具有良好的综合性能，组织稳定性和铸造工艺性能佳。在较宽的温度范围内可用作燃气涡轮工作叶片、导向叶片、整铸涡轮和柴油机增压器。85(5) 核工业 1) 核包壳 燃料元件包壳管壁承受600-800高温，且壁又薄，所以材料必须具有高的蠕变强度。在液体金属冷却反应堆中，使用氧化物燃料时，包壳受到的应力约为120-150MPa。材料在上述条件下会出现严重的塑性变形，从而造成燃料元件的提前断裂。在燃料元件使

39、用寿命终期，包壳受到的机械应力是最大的，因而对其机械性能要求也高。燃料元件包壳材料外部受冷却剂的侵蚀，内部受燃料的侵蚀，所以作为燃料元件包壳材料的耐腐蚀率也有高的要求。86 对铁基和镍基合金来说，还有金属的溶解腐蚀，镍含量高时，腐蚀率显著增高。燃料元件的包壳除受冷却剂的腐蚀以外，与燃料的化学反应、辐照损坏也是可能导致包壳材料的重要问题之一，对快速中子增殖反应堆燃料包壳材料具有重要影响的还有高温脆性。 钠冷反应堆燃料包壳材料一般有三大类：不锈钢、镍基合金和难熔金属及其合金。镍基合金有Hastelloy、Incoloy800、Nimonic80A等。87 2) 燃料元件定位架 它处于高温、高压、高

40、通量辐照等苛刻条件下工作，要求材料有较好的综合性能。GH169A合金冷轧带材具有良好的冷冲压性能和钎焊性能，能满足要求。 3) 高温气体炉 这是将氦气作为冷却介质的反应堆，可获得7501000的高温，作为炼铁和化学工业及其他过程的热源。原子能炼铁，就是要利用这种核热能，造成高温还原性气氛。为安全起见，氦/氦中间需有换热器，这种换热器拟采用镍合金。其目标是能够制造在1000不纯氦中，10万h内蠕变断裂强度在10MPa以上，外径425mm ，厚5mm、长度在7m以上的耐热钢管。88 (6) 其他领域 1) 煤的气化、液化 煤气化环境中氧的分压低，硫的分压高，结果在金属表面不易形成有效的保护性氧化膜

41、，而是含有大量有腐蚀性的质质点。这些物质与气化器内的金属部件接触，在高温下与氧化膜反应使之破坏，这些沉积物还阻碍氧化膜的继续生成。煤汽化中含有H2S，多数高温材料在低温(1.2GPa、s1GPa的钢称为高强度钢； 把调质后b1.5GPa、s1.3GPa的钢称为超高强度钢，硬度在35-50HRC之间。 超高强度钢 由于具有极高比强度、高比刚度和良好的韧性,成为了航空关键结构材料,用于航空结构的重要承力件,它能够减轻结构重量既可增加飞机的运载能力,加大航程,又可减少燃油消耗,因此,超高强度钢在航空上得到广泛的应用,特别是最典型和最重要的航空用超高强度钢成功研制与应用。 超高强度钢在现役飞机结构中约

42、占5%，用于重要承力件中，如起落架、翼梁、承力螺栓等，其中低合金超高强度钢具有高强度和中等断裂韧度，例如GC-4、3H643、300M、35NCD；高合金超高强度钢主要是高Co-Ni的低碳二次硬化超高强度钢，具有超高强度、高断裂韧度和良好的耐腐蚀与耐应力腐蚀性能，例如，A F1410、AerMet100等。为进一步提高耐腐蚀性能，超高强度钢的发展方向是二次硬化型的不锈钢和不锈齿轮钢。 超高强度钢的主要钢号有： 32SiMnMoV, 37SiMnCrNiMoV,40SiMnCrMoV, 40SiMnCrNiMoV, 28Cr3SiNiMoWVA,30Cr3SiNiMoVA, 32Si2Mn2Mo

43、WV, 33CrNi2MoV,60Cr4Mo3Ni2WV,30SiMnCrNiMoVA,45NiCr3Mo12VA,30CrMnSiNi2A,D6AC,HP310等。 在我国,民航运输量每年以14%的速度增长 ,预计到2026年,大飞机增加数目为4752架,形成了上千亿美元的市场。但是,目前国内民航运输所用飞机和备件绝大多数都依赖进口。 民用航空部件要求具有高度安全性,高度可靠性并兼顾一定的经济性。尤其是机身主梁、驱动装置及起落架等关键承力结构件,需要可靠性高、强韧性配合好、具有一定耐蚀性的新型结构材料,这对国内钢铁材料尤其是高强度不锈钢提出了新的挑战和机遇。 飞机起落架是飞机的关键部件，在飞

44、机中起承重、 缓冲、滑跑滑行制动和操纵等作用。统计显示，70%以上的航空飞机事故，都是发生在飞机起飞与降落的时候。由4000多个零部件组成的飞机起落架，在技术含量和配置要求上都极为苛刻。目前国内外主要采用低合金超高强钢作为起落架用材料，如300M等。高强度钢在沿海和内陆湿热地区等腐蚀较严重环境下服役期间，结构的若干部位会发生严重腐蚀损伤，飞机起落架关键部位的腐蚀问题严重影响了飞机的可靠性、安全性和寿命，也严重影响了飞机的出勤率和战斗力。 因此需要可靠性高、强韧性配合好、具有一定耐蚀性的新型结构材料,这对国内钢铁材料尤其是高强度不锈钢提出了新的挑战和机遇。由于高强度不锈钢在具有高强度高韧性的同时

45、还具有耐腐蚀,特别是耐应力腐蚀等特点,所以一直是不锈钢领域的发展重点。 通常把抗拉强度超过800MPa、屈服强度大于500MPa的不锈钢称为高强度不锈钢 ,把屈服强度高于1380MPa的不锈钢称为超高强度不锈钢。（1） 沉淀硬化不锈钢 1）半奥氏体沉淀硬化不锈钢 半奥氏体沉淀硬化不锈钢的特点是可以在奥氏体状态进行切削加工、冷变形和焊接,随后通过调整处理及时效处理控制马氏体转变和析出硬化 ,获得不同的强韧性配合,耐腐蚀性能良好 ,特别是抗应力腐蚀性能优越。因此,该类钢特别适用于制造不同要求的耐蚀、承力结构件。在540,尤其是低于480下使用时,热强性能良好。 半奥氏体沉淀硬化不锈钢的典型代表有0

46、Cr17Ni7Al (17-7PH)、0Cr15Ni7Mo2Al(PH15-7Mo)和 0Cr12Mn5Ni4Mo3Al等。这类钢主要用于在航空工业中温度低于400的耐蚀承力结构件如各种管道、管接头、弹簧以及紧固件等。产品有板、管、带、丝、棒、铸件和锻件等。2）马氏体沉淀硬化不锈钢 马氏体沉淀硬化不锈钢的强度是通过马氏体相变和沉淀硬化处理来实现 ,优点是强度较高 ,同时由于低碳、高铬、高钼和/或高铜,其耐蚀性一般不低于18Cr-8Ni奥氏体不锈钢。这类钢易切削、易焊接,而且焊后一般不需要局部退火,热处理工艺也比较简单。其缺点主要是即使在退火态,组织仍然是低碳马氏体,因此难以进行深变形冷加工。

47、马氏体沉淀硬化不锈钢的代表钢种有 0Cr17Ni4Cu4Nb(17-4PH)和0Cr13Ni8Mo2Al(PH13-8Mo),多用于制造温度低于400下工作的高强耐蚀承力构件,如发动机承力件和紧固件,而且紧固件在航空承力耐蚀中温结构件方面应用十分广泛。3） 奥氏体沉淀硬化不锈钢 实际上,奥氏体沉淀硬化不锈钢属于Fe-Ni 基高温合金,是高强度不锈钢中具有最高高温(600-700)强度的钢,650下的屈服强度与室温时相差不多,而且超低温韧性极好,基本没有低温脆性,其沉淀强化作用显著,制作大断面部件时的力学性能均匀,冷变形和耐蚀性能十分优越。这类钢的缺点主要是室温及中温强度较低,可焊性差。奥氏体沉

48、淀硬化不锈钢的代表钢种有0Cr15Ni25Ti2Mo1VAl,多用于制造喷气发动机涡轮、 叶片、机身、紧固件和高强度弹簧等。（2）时效不锈钢 1）马氏体时效不锈钢 马氏体时效不锈钢是20世纪60年代中期发展起来的新型高强度不锈钢。这类钢既具有高强度和超高强度,又克服了马氏体沉淀硬化不锈钢低温韧性差和在350400长期使用时脆化倾向大的缺点；在固溶态为超低碳马氏体组织,加工硬化指数低,易于冷加工；固溶态时,其焊接性能好；热处理简单,工件尺寸稳定；与其它高强度不锈钢相比,在同等强度下塑性和韧性较好；由于碳含量低 ,其耐蚀性优于同等铬含量的马氏体沉淀硬化不锈钢。此类钢的缺点主要是由于碳含量低耐磨性较

49、差 ,需进行表面处理以提高耐磨性和疲劳强度。 马氏体时效不锈钢的主要牌号。 00Cr16Ni5Al 00Cr16Ni5Al(700-1100MPa)钢组织中含有部分铁素体,对锻造有一定要求；强韧配合良好,深冲及弯曲性能较高,相当于Cr18Ni8不锈钢；焊接性能好,焊前不需要预热,焊后不用热处理,焊接效率超过了90%。 00Cr15Ni6Nb 00Cr15Ni6Nb(10001200MPa)钢具有良好的塑性、韧性和耐蚀性,深冲性能好,切削性能优良,在软化、固溶和时效状态下都能切削,不粘刀。特别是焊接性能优良,可用母材成分焊丝进行焊接,而且焊接效率较高,焊接接头强度与母材基本一致。因00Cr15N

50、i6Nb钢强度较高,在航空工业中可用来代替大量使用的1Cr18Ni9不锈钢。 00Cr14Ni6Mo2NbAl 00Cr14Ni6Mo2NbAl (10001200MPa)钢具有良好的常温、高温及低温的综合性能,固溶后620软化处理时,深冲性能可与 1Cr18Ni8钢相当;耐蚀性和切削性较高 ,焊接性能良好, 不需预热和焊后热处理, 时效后尺寸变化小, 适于制造耐磨结构件 00Cr11Ni10Mo2Al,00Cr11Ni10Mo2Ti0.6Al和00Cr11Ni10Mo2Ti100Cr11Ni10Mo2Al(1200-1300MPa)，00Cr-11Ni10Mo2Ti0.6Al(1300-15

51、00MPa)和00Cr11Ni-10Mo2 Ti1(1600-1700MPa)这一系列钢种以Mo、Al和Ti为主要强化、韧化元素, 在固溶态具有良好的冷加工性能,可进行较复杂的冲压加工。具有良好的耐蚀性,高冲击韧性和断裂韧度,可以用焊接不锈钢的任何一种方法进行焊接。多用于制造航空工业中的弹簧、紧固件和承力结构件等。 00Cr12Co12Ni4Mo4Ti Co、Mo复合强化可使00Cr12Co12Ni4Mo4Ti (12001600MPa)钢的强化作用更为明显。因为Co可以减少Mo在基体中的溶解度,还能提高钢的弹性模量。在 420时效时耐蚀性最好；热加工性能优良,固溶态时易于冷加工；焊前不需预热

52、，焊后如要求高的强韧性可进行固溶+时效处理。00Cr12Co12Ni4Mo4 Ti钢的强韧性配合较好，抗疲劳性能和弹性模量也很高，多用于制造要求耐蚀、承载力且高抗弹性衰减性的部件。 00Cr12Ni8Cu2AlNb 00Cr12Ni8Cu2AlNb(15001700MPa)钢在具有高强度的同时,还具有足够的韧性,而且耐应力腐蚀性较好；最高使用温度450,瞬时使用温度800；特定热处理条件下疲劳性能接近于Custom455钢；冷作硬化倾向较小,一般不需要进行中间软化处理；易于焊接,工艺简单,大断面焊缝强度系数大于85%。00Cr12Ni8Cu2AlNb钢主要用于制造耐蚀、承力部件、高性能的轴、齿

53、轮以及弹簧等。 00Cr13Ni8Mo2TiNbAl 00Cr13Ni8Mo2TiNbAl(10001600MPa)钢在具有高强度的同时还保留了较高的韧性,而且低温冲击韧性也很高；高温瞬时力学性能好,最高使用温度 450,瞬时使用温度800,并且耐燃气腐蚀；在盐水、盐雾及多种腐蚀介质中的耐蚀性能良好；热加工性能好,冷加工时冷作硬化倾向小；焊接工艺简单,不需要预热。 00Cr12Ni11Mo1Ti1.65 00Cr12Ni11Mo1Ti1.65(即custom465,1300-1800MPa)钢为Carpenter公司专利钢种，在峰时效（482时效）状态下强度可达1820MPa，而且仍既有优良的

54、缺口强度和断裂韧性。在长期热暴露后还具有较高的强度，耐蚀性能与AISI304钢相近。此钢热处理时尺寸变化较小，可在固溶态及不同机加工状态下冷加工。00Cr11Ni8Co8.5Mo5Al1 00Cr11Ni8Co8.5Mo5Al1(即Custom475,16002100 MPa)钢也是Carpenter公司的专利钢种。此钢可达到任何一个可得到的商业最高强度水平。峰时效(524时效)强度高达2030MPa,时效前不需进行应变强化,时效后强度即可达到1960MPa,而退火后的屈服强度仅1 000MPa左右。加工硬化速率较低,可顺利进行冷加工,切削特性与其它高镍马氏体时效钢类似,并具有较好的耐大气腐蚀

55、性能。 除上述钢种之外,还研究了一种成分(质量分数,%)为Cr13.0-16.5、Ni4.0-7.5、Co9.5-15.0、Mo5.0-7.5以及含有适量钛的超低碳 Cr-Ni-Co-Mo-Ti系高洁净度、细晶组织的马氏体时效不锈钢。这种钢的抗拉强度已超过了1900MPa,伸长率大于15% ,并具有较好的强韧性配合,是制造耐蚀承力件的良好用材。2）铁素体时效不锈钢 沉淀硬化不锈钢及马氏体时效不锈钢虽然强度很高,强韧性配合良好 ,但由于铬含量较低,镍含量也受到限制,因而在强腐蚀介质中难以使用。为此研制了00Cr26Ni6Mo4Cu1Ti铁素体时效不锈钢。这种钢的抗拉强度大约为1100MPa(屈服

56、强度为880MPa),由于钢中含有足够高的铬、钼、铜和镍,使该钢耐海洋气候腐蚀能力大大提高 ,耐点蚀及缝隙腐蚀性能显著优于AISI316钢,而且屈服强度为AISI316钢的23倍,是海水中最有使用前途的高强度不锈钢之一。 高强度不锈钢的应用 各种强度级别的高强度不锈钢在飞机上已得到广泛应用,产品有棒、板、管、带等多种类型。随着钢种的不断改进和冶炼技术的提高,高强度不锈钢在飞机某些典型装置上的应用得到不断改进1 飞机起降装置 用 于 制 造 飞 机 起 落 架 的 结 构 材 料 有30CrMnSiNi2A、4340、300M、Aermet100等。对于在海洋性气候下使用的飞机起落架、紧固件等则

57、多用沉淀硬化不锈钢制造,如17-4PH 用于F-15飞机的起落架,其改进型15-5PH钢用于B-767飞机的起落架 ,由于 PH13-8Mo钢抗应力腐蚀性能比同级别沉淀硬化不锈钢好,从而有望代替17-4PH、15-5PH、17-7PH以及 PH15-7Mo等钢种。 自上世纪80 年代起 ,美国对马氏体时效和沉淀硬化不锈钢的强韧化进行了进一步的研究,发表了HSL180 和Custom465钢。这些钢的强度都超过了1600MPa,其中HSL180钢是在淬火、低温处理后利用回火处理的二次硬化得到了与15-5PH钢相近的耐腐蚀性能和大于1800MPa的强度；美国Carpenter公司称Custom46

58、5 (00Cr12Ni11Mo1Ti1.65)钢在538过时效状态下可提供比其它高强度不锈钢(如Custom455或PH13-8Mo)更高的强度、韧性和抗应力腐蚀性的组合,有望逐步代替现用的高强度不锈钢。 2 飞机轴承 德国 FAG公司开发了添加氮的马氏体不锈钢Cronidur30 (0.31%C-0.38%N-15%Cr-1%Mo),其耐腐蚀性能比SUS440钢更好。这种钢是通过在高压氮气氛下进行电渣重熔的PESR工艺生产的高氮完全硬化型高温不锈钢,但因其为完全硬化型,所以不适于高DN值(D为轴承内径;N为轴转数)。但是,用同样的 Cronidur30钢通过高频淬火,此钢的DN值可达到410

59、6mmr/ min,同时还满足残余压缩应力及断裂韧性值。但是当回火温度低于150时,就不能承受引擎关闭后热冲击造成的轴承温度上升。 3 飞机结构体 飞机结构体中的高强度不锈钢主要有15-5PH、17-4PH和PH13-8Mo钢等,并在军用飞机上应用,以替代传统的30CrMnSiA等高强度合金钢。其零件形式有舱盖锁闩、高强度螺栓和弹簧等各类零配件。民用飞机将此类高强度不锈钢用于机翼梁上。 如波音737-600型机翼梁采用15-5PH钢;A340-300型机翼梁采用PH13-8Mo钢。在要求高强度和高韧性 ,特别对横向性能有特殊要求的部位(如机身框架),采用PH13-8Mo钢。最近,由于要求提高韧

60、性和耐应力腐蚀性能,试采用Custom465钢。Custom465钢是Carpenter 公司在Custom450钢和Custom455钢的基础上研发的,用于制造飞机的襟翼导轨、缝翼导轨、传动装置以及引擎支架等。目前,该钢已被纳入MMPDS-02,AMS 5936和ASTM A564技术规范中。 用HSL180高强度不锈钢(0.21C-12.5Cr-21.0Ni-15.5Co-2.0Mo)制造飞机结构体,兼有与4340等低合金钢相当的强度(1800MPa),与SUS630等沉淀硬化不锈钢同等的耐腐蚀性和韧性。 4 飞机零件 对于一些加工变形量大的零件,通常用1Cr18Ni9Ti不锈钢。但该钢强