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金晶浴火析纯相，碧叶旋光透影空 ——浅谈航空发动机高温合金涡轮叶片（七 金属间化物合金） 上回书说道，单晶高温合金之外，还有一种高温合金也可以用于航空发动机的涡轮叶片。这就是金属间化物。 金属间化物（intermetallic compound）是指金属与金属、金属与类金属之间以金属键或共价键形式结合而成的化合物。金属间化物中，用于航空发动机涡轮叶片的高温材料，主要是镍和铝这两种金属之间，通过金属键形成的化合物，这就是我们这一篇的话题——Ni-Al系金属间化物。 Ni-Al系金属间化物包括NiAl3、Ni2Al3、NiAl、Ni5Al3、Ni3Al五种，这其中只有NiAl和Ni3Al具有高温结构材料的的特点。而其他三种间化物的初熔点都很低，比如，熔点最高的Ni2Al3也只有1133℃，持久工作温度就更低了。而NiAl的熔点1640℃，密度5.88g/cm3，抗氧化性好，热导率大；Ni3Al熔点为1397℃，密度7.41g/cm3，高温抗蠕变性能优越，是涡轮叶片材料的潜力股。因此，我们就分别来说说这两类金属间化物合金的发展情况。 先说Ni3Al 单晶的Ni3Al合金兼具良好的室温到高温的塑性，因此具有宝贵的工艺性，是1000-1150℃工程应用高温材料的有力竞争者，是具有发展前景的高温结构材料。美国已经发展了近20种Ni3Al形成了IC系列合金，并在航空航天领域得到了应用。 中国金属间化物的牌号对照如下： 表1：中国镍基金属间化物高温合金牌号对照表（部分）
JG4006(老品牌IC6/IC6E) 1990年代北京航材院研制，是国家863 高科技发展项目资助下研究成功的Ni3Al 基金属间化合物铸造合金。成分简单：Ni3Al相的含量为80%，添加少量硼微合金化提高延性，加入元素钼强化γ’相，提高1100℃以上的蠕变强度。密度低，7.9g/cm3。熔点高、热导率高、高温强度较高：1100℃、100小时的持久强度为100MPa,比美国同类产品EX-7的69MPa相比，高了将近50%。从工艺性上讲，IC6的室温伸长率达到8%，铸造和室温加工性能较好, 而且价格较低。 JG4006合金使用温度在1100℃以下。第一次工程化应用，是在涡喷-13B（歼-8）的II级导向叶片上。此前，涡喷-13系列发动机的II级无冷却导向叶片采用K403等轴晶铸造高温合金（复习《第三篇》），经常出现超温过热过烧故障。而涡喷-13B又要将涡轮前温度提高30-50℃。因此，设计部门决心用JG4006(IC6)合金精铸叶片替代了K403合金叶片。 首批制造了2000多件IC4006叶片，生产过程汇总未出现任何材料质量问题，并装配了50多台发动机均在外场服役飞行。到2005年，有10台发动机（380片导向叶片）完成了300小时飞行并返厂检修。检测时发现，叶片无一产生裂纹，只有5%左右的叶片涂层有极少量剥落，属于正常使用现象，可以进行涂层修复继续使用。至此替换工作获得成功。随后大批量投产，成为是我国自行研制的第一个用于航空发动机热端部件的金属间化物合金。官方评价是：“IC6是国际上率先用于航空发动机的铸造Ni3Al 基金属间化物合金, 它的成功标志着我国在该领域的研究已取得重大突破”。 JG4006的第二次工程化应用，是在中推涡扇动力的改进型上。原因是某中推完善动力原装的钴基合金高压涡轮导向叶片，在使用中出现裂纹和叶身变形等故障。在研发某中推涡扇动力的某改型时，设计部门希望用1150℃以上仍保持高强度的IC6替代钴基合金叶片。为此，试制了5组某中推涡扇动力高压涡轮导向叶片并装机，到2005年积累了407小时的试车经验。IC6叶片无一产生变形和裂纹，而其他合金的叶片大部分产生了较严重的叶片变形和裂纹。因此开始了工程化应用，同时开展了其作为低压涡轮导向叶片的研制工作。 品牌JG4006A 1990年代北京航材院研制。IC6和IC6A经过调整微量元素硼B、碳C、钇Y之后的改进型IC6E和IC6AE，作为某中推涡扇动力的第二次改型的低压涡轮导向叶片 IC10 2000年代北京航材院研制，使用温度在1150℃以下，这是目前披露的使用温度最高的国产高温合金。用于某高推发动机的高压涡轮工作叶片和导向叶片。注意，高推高压涡轮工作叶片，这是我国目前涡轮叶片的最高级应用场景了。前一段时间，官媒说高推装机试验进展顺利，希望一路走好！ 最后，Ni3Al金属间化物，还衍生出一种非常重要的国产合金，用于矢量喷管的高温耐蚀材料，奠定了中国矢量喷管的研发基础。由于本系列聚焦涡轮叶片，就不赘述了，盘件系列的时候再详谈吧。 NiAl有朋友问，说了Ni3Al的应用，该说说NiAl了吧。后者的熔点1640℃，比Ni3Al，高243℃，是不是更有应用前景呢？ 难！ 这是因为，虽然NiAl合金的高温性能一骑绝尘，但是它在室温至某一温度的拉伸塑性极差。以至于目前所发现的高强度NiAl合金的室温塑性几乎都为0，也就是通常说的，材料非常脆。这种材料脆性导致加工非常困难，车削、磨削等工序无法进行。但超过这一脆性温区，NiAl的 塑性会就会明显增加，业内称之为韧脆转变。因此需要通过合金化和工艺控制等手段，改善其室温塑性。 NiAl高温强度很好，可是用于涡轮叶片，就是加工啃不动，看着眼馋吃着咯牙，这在全世界都是一个难题。因此你看美国研究了那么多Ni-Al系金属间化物，几乎都是Ni3Al的，似乎没见到NiAl的（欢迎爆料）。 有趣的是，与其他众多高温合金领域中国处于落后、仿制、追赶的节奏不同，在NiAl系金属间化物领域，中国的研究水平一直居于国际先进水平。中国不但率先发现了NiAl-25Cr合金具有超塑性，2001年更进一步观察到等原子比NiAl的超塑性变形行为，为改善一直以来NiAl合金的室温塑性改善开辟了道路。 此后，中国科研人员继续深入研究了韧脆转变及其机理，利用铪（Hf）对塑性的改善，并通过精密铸造+热等静压处理工艺，研制了J33牌号的NiAl共晶合金，室温塑性得到显著改善，已经获得中国发明专利并制备处理涡轮叶片的典型件。工程化应用方面材料不详。我们期待着J33合金制造的涡轮叶片装在中国航空高推发动机上的那一天。 除了Ni-Al系金属间化物之外，中国的Ti-Al系金属间化物也很有特色，但主要用途不是涡轮叶片，因此也不展开了。有兴趣的朋友可以参见拙文《坚钢百炼寒霜剑，力钛千熔烈火魂》。 航空发动机高温合金涡轮叶片的性能与应用回顾聊到这里，我们终于把航空发动机高温合金各类型的涡轮叶片大致谈了一遍。从1940-1950年代开始的变形高温合金，到后来的等轴晶铸造高温合金、定向凝固柱高温合金、单晶高温合金和金属间化物基高温合金，航发涡轮叶片的材料发展了好几代。 涡轮叶片的制造工艺，从锻造成型发展为铸造，从实心到空心，从多晶到单晶。在材料和工艺进步的驱动下，涡轮叶片的持久工作温度，从1940-50年代的700℃左右，逐步提高到2010年代的1200℃左右。每一代的艰苦努力和巨大投资，也就只能提高100℃左右。单晶合金又分五代，每一代甚至只能提高30℃到60℃左右。比如第三代单晶CMSX-10合金比二代CMSX-4，相同应力条件下的持久温度高了60℃左右。 到目前为止，如果加上气膜冷却和防热涂层这两大措施，涡轮叶片，特别是I级高压涡轮的工作叶片，能够承受的涡轮前温度达到了1700℃-1800℃左右——F119推比10发动机上应用的第二代PWA1484单晶合金，涡轮前温度1677℃（1950K,与F35的F135处于同一水平）。涡扇10A推比8发动机的涡轮前温度，从涡扇10的1474℃（1747K）提高到1527℃（1800K）。 从公开的《高温合金加工技术的应用和近年来的发展》一文中披露的下表数据中，我们可以清晰的看到这几代高温合金在中国航空发动机涡轮叶片上留下的发展脉络。 表2 中国典型发动机涡轮叶片高温合金应用情况
请注意上表是2005年的官方数据。结合近年的实际情况，有必要进行一些补充： 1 根据这个表，中国的三代机并未实装单晶合金涡轮叶片，而是定向凝固柱晶合金。从网上的消息看，涡扇-10确实也没赶上单晶合金和粉末涡轮盘的车。不过从近年来公开的单晶合金的一些专业论文看，空军某三代机某改型的发动机和某舰载机发动机已经开始使用单晶合金了（复习《第六篇》）。结合2017年，中国科技网报道我国“已开始大量采用第二代单晶高温合金制造航空发动机单晶叶片”的消息，也从侧面印证了三代机改型动力使用二代单晶合金涡轮叶片的判断。 2 四代机的涡轮导向叶片采用了DD406二代单晶。其实第三代单晶DD409也在扮演着类似角色 3 IC10作为四代机的高压涡轮工作叶片，但是没有列入2005年7月颁布的国家标准《高温合金和金属间化物高温材料的分类和牌号》，估计是研发进度较晚，没赶上吧。 另外，21世纪对涡轮发动机的推重比提出了更高的要求，涡轮叶片的工作温度可能提高到1826℃（2100K）。2017年6月28日，日本防卫省装备厅称，由石川岛播磨重工业公司负责研制的XF9-1型试验发动机涡轮前温度1800℃（2037K）。就算空气冷却和防热涂层能贡献600℃（目前美国研发中的最新技术高冷效达到600℃），高温合金叶片的持久工作温度至少也有要突破1226℃。然而，目前涡轮叶片高温合金的性能，却已经接近了理论极限。因为高温金属的熔点基本都低于1400℃。要在100MPa以上的应力下的保持高强度的持久工作，突破1200℃都是很难的一个关口。 近年来大热的一个可能的发展方向，是陶瓷基复合材料（CMC）。CMC涡轮叶片制造技术既保留了陶瓷耐高温的特性，又具有很高的机械强度和抗热裂性。美国在这方面再次走在了前面。 1987年美国启动的综合高性能涡轮发动机技术IHPTET计划，在第三阶段中，GE和AADC公司在XTE-77验证机的高压涡轮导向叶上采用CMC，与我们本系列的经典镍基高温合金叶片相比，重量减轻50%，冷却空气量减少20%。在低压涡轮导叶上也采用了CMC，并用三维纤维结构提高强度和耐久性。该技术已应用于F135的备胎F136发动机的低压涡轮导向叶片。在低压涡轮工作叶片上，也试验了CMC无冷却涡轮工作叶片，其承受的温度明显高于类似的带冷却的叶片，密度是传统叶片材料的1/3，热膨胀系数是传统镍基合金的1/4。2006年启动的IHPTET的后继，VAATE计划，将继续在这方面做出前沿性探索。 但是，话要两头说。CMC材料的脆性断裂依然是致命的缺陷，而且至今无法彻底解决。故此CMC在短寿命的导弹发动机或小尺寸车辆发动机上很有应用活力，但在大尺寸长寿命航空发动机的应用方面仍然处在试验甚至探索阶段。这也是为什么，最终F35采用了镍基高温合金涡轮叶片的F135，而不是技术超前的CMC叶片的F136。F135只在F135-PW-600喷管的外侧部分使用了CMC。目前应用最有前途的陶瓷基复合材料主要有两种，分别是碳纤维增韧碳化硅（Cf/SiC）使用温度可达1650℃；以及碳化硅纤维增韧碳化硅（SiCf/SiC），使用温度1450℃。CMC在强度、密度、表面稳定性、来源、成本都有很强的优越性。如果能够彻底解决脆性问题，则有望满足21世纪的航空动力需求。 图1 CMC涡轮叶片
另外一个方向是碳-碳复合材料C/C，由于其密度很小，是高温合金的20%左右，能做2200℃以下保持高强度，脆性问题同样有待解决。美国原本开发C/C复合材料是为了用于航天工业的防热材料，后来更拓展到热结构材料。可用于燃气涡轮发动机结构部件、航天飞机的鼻锥帽、机翼前缘、小翼翼盒和机身襟翼等。缺点是：碳在370℃的有氧气氛中开始氧化，高于500℃时迅速氧化，导致C/C材料毁灭性破坏。这一致命弱点限制了C/C的直接应用。这就要求对碳材料进行合适的抗氧化保护。国内曾报道，到“十二五”末，李贺军团队研制的C/C材料抗氧化涂层的防护水平已达到1600℃、900小时，是一个非常可喜的进步。作为航天应用应该没有大的障碍（主要工作时间在无氧环境中）。但作为长期使用的发动机涡轮叶片，仍然需要进一步的探索。 此外，难熔金属基合金也是一个选择。不过它的问题更多，初熔温度限制、高密度、抗氧化、工艺性和高成本问题，都是难关。 实际上，CMC也好，今天谈到的金属间化物、难熔金属基合金、碳-碳和金属复合材料也好，今天没有谈到的定向共晶合金、氧化物弥散强化合金也罢，都是人们尝试替代已有高温合金的努力方向。但是迄今为止，还没有一类材料能像镍基单晶高温合金这样，在整体上具有良好的综合性能。师昌绪大师研发的的铌系合金耐温可以达到2300℃以上，但也因为种种原因没有投入工程化批产。因此镍基单晶合金仍然是未来很长一段时间的应用主力。总之，21世纪的航空发动机涡轮叶片的材料发展，正面临着一个很大的发展瓶颈，等待着人们去思考、去创新，去突破 高温合金叶片的性能和应用，谈的够多了。如果大家看到这里已经烦了，那么就此打住也好——能够一直陪兵器迷唠到这里的，已经很有耐性了，呵呵。 如果还有兴趣，那么自然能够理解，高温合金叶片的生产和维护，需要大量的先进设备和先进工艺。而中国在这方面的发展，和在这方面的差距，也有很多可圈可点之处。 欲知后事如何，且听下回分解
注：所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如： 《航空铸造涡轮叶片合金和工艺发展的回顾与展望》 《航空材料与热处理》 《DZ125定向凝固高温合金的研究》 《叶片用定向凝固合金和单晶合金的发展》 《高温合金加工技术的应用和近年来的发展》 《北京航材院铸造高温合金及工艺发展40年》 《定向凝固空心无余量涡轮叶片精铸工艺的研究》 《第三代单晶高温合金DD9》 《中国高温合金体系的发展》 《高温合金在航空发动机上的应用》 《单晶高温合金的发展》等数十篇论文和文章 本文还引用了空军之翼和航空制造网…等多家网站的图表，权力归原作者所有 在此一并感谢！ 更多文章，请见个人博客 http://blog.sina.com.cn/s/articlelist_1455885643_0_1.html |
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