先进发动机高温材料的研究进展_动视

先进发动机高温材料的研究进展

2025-09-26 21:48:07 责编:小OO

本文为国家自然基金资助项目（50474079）

本文2011-

04-30收到，作者分别系河北理工大学冶金与能源学院硕士生、教授、櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄櫄殮

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硕士生先进发动机高温材料的研究进展

张颖异

李运刚

田

颖

摘

要

概述了先进发动机高

温材料的研究发展现状，重点介绍了陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料和难熔金属硅化物基复合材料在先进发动机和弹用高温材料上的研究应用，指出了各种先进发动机高温材料的优缺点以及关键技术和发展趋势。

关键词航空发动机高温材料陶瓷基复合材料

碳/碳

复合材料

发展趋势

引

言

进入21世纪，航空动力技术出现了性的变化，为了实现战斗机短距起降、过失速机动和不加力超声速巡航的能力，以及提高飞航导弹的射程、速度和机动性，这就要求航空发动机提高涡轮进口温度和空压比，导弹

必须走轻型化的道路［1］

。高空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，即离心负荷大幅度提高，从而使构件在气动、结构、材料、工艺方面的难度越来越大。所以，要求发动机和弹用材料必须具备高比强度、高比模量，而且还特别要求具有良好的耐高温性、抗氧化性

和可加工性。据报道称，美国IHPTET 的实现，70% 80%要靠材料的改进，因此先进航空发动机性能对材料的要求将不再满足于传统材料的渐进式提高，而是要求开辟新的材料系统及工艺

领域［2］

。研究具有轻质（低密度）、高比强度、高比刚度、抗氧化、耐腐蚀等性能的新型特种结构材料体系已经成为先进发动机研发和导弹轻型化的技术关键和

瓶颈部分［3］

。1先进发动机高温材料发展趋

势

随着航空航天事业的飞速发展，现代航空材料取得了重大发展，尤其是在战斗机发动机和导弹用涡喷/涡扇发动机高温材料方面发生了性变化。金属材料由于熔点，使用温度已接近极限，已经不能满足先进航空发动机的设计要求

［4］

。具有更高

使用温度的陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料、金属间化合物材料和难熔金属硅化物基复合材料等新型高温材料将成为外来战

斗机发动机和导弹用涡喷/涡扇

发动机高温材料的研究重点。表1是国外军用航空发动机的技术性能、典型结构和关键材料表。

从表1可以看出，随着航空发动机涡轮前温度和压气机增压比的不断提高，对材料的性能、结构和设计也越来越严格。主要表现在采用了热障涂层和各种先进冷却方式的单晶涡轮叶片或无冷却陶瓷、C /C 复合整体涡轮，以适应1650ħ以上的高温环境和减重要求；同时还减少了压气机级数，采用整体结构，用高温钛合金和金属间化合物制造低展弦比无凸台空心叶片。燃烧室采用了短环形和浮璧结构，陶瓷涂层和陶瓷基复合材料的使用将进一步提高燃烧室的使用温度。其中，陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料、金属间化合物材料和难熔金属硅化物基复合材料等新型高温材料表现出了良好的耐高温、耐腐蚀和抗氧化性能，引起了人们的广泛关注，并且提出了非金属材料发动机和复合材料发动机的概念。

表1国外军用航空发动机技术性能、典型结构和关键材料［5］机种第三代战机战机第五代战机

发动机

推重比7 1015 20代表型号

F-100，F-404，

RB119，RD-33

F-119，EJ-200，

M88，R2000

压气机平均级压比1．321．441．85

绝热效率0．830．860．9

典型结构整体转子整体叶盘无盘转子

关键材料钛合金钛铝化合物金属基复合材料

燃烧室温度/ħ8001050 11501250 1350

典型结构短环形浮壁瓦片式多头部

关键材料Ni基合金，850ħ

Ni基铸造合金，

1100ħ陶瓷涂层

陶瓷基复合材料，

1538ħ多孔层板

高压涡轮进气温度/K16001850 19502250 2350

绝热效率0．860． 0．900．92

冷却复合冷却高效冷却气膜冷却

关键材料

定向、单晶叶片

（1100ħ）

Ni基化合物，

粉末涡轮盘

多孔层板，Ni-Al基复

合材料，C/C复合材料表2C/C复合材料在飞航导弹和航天飞机上的应用［12，13］

应用范围应用型号应用部位应用材料作用

战略导弹（美国）

民兵3

三叉戟2

卫兵

鼻锥

发动机喷管

整体喉衬

3D C/C

复合材料

提高了战略导弹的

命中精度、实现了

防热和结构的一体

化功能，使喷管减

轻了30%以上

战术导弹（美国）战斧巡航导弹

反潜导弹

海神导弹

近程攻击导弹

导弹助推器喷管

4D C/C

复合材料

3D C/C

复合材料

良好的烧蚀性能，

实现了防热和结

构的一体化，使喷

管减轻了30%以

上

航天飞机

美国NASP

苏联BypaH

欧洲Hermes

英国Hotel

机头锥、薄壁热

构件、放热瓦、

复合材料板、发

动机燃烧室、尾

喷管

C/C复合

材料

起到耐热、耐磨、

超导、抗氧化、放

热的作用

2新型高温材料的研究应用

随着发动机推重比的不断提高，推重比10的发动机涡轮前进口温度已达到1800K 2000K，推重比15 20的发动机涡轮前进口温度将达到2100K 2400K，已经远远超过了高温合金的熔点温度。所以，为满足先进发动机的特殊要求，必须开展新型发动机高温材料的研究，同时还要考虑材料的结构轻、持久性强、可靠性高等一系列问题。

2．1碳/碳复合材料（C/C）

碳/碳复合材料（C/C）是碳纤维增强碳基体的新型超高温热结构材料，由碳纤维和基体碳两部分组成，具有低密度（理论密度为2．2g/cm3）、高比强、高比模量、高导热导电性、低膨胀系数，以及抗热冲击性能好、尺寸稳定性高等优点，尤其是它在1000ħ 2300ħ时强度随温度升高而升高，最高理论温度高达2600ħ，被广泛用于固体火箭发动机喷管、航天飞机结构部件、航空发动机的热端部件等方面（见表2），是一种极具发展前途的高温结构材料［6，7］。但是，未经氧化处理的C/C复合材料在370ħ有氧气氛中就开始氧化，高于500ħ时迅速氧化，最终导致材料发生毁灭性破坏，从而了其在高温领域的广泛应

用［8］。因此，高温下对C/C复合材料进行合适的抗氧化保护是十分必要的。

目前，对C/C复合材料的抗氧化保护途径主要有基体改性技术和抗氧化涂层技术。其中，对C/C复合材料的基体改性处理主

要包括浸渍法、添加剂法和基体

置换法等，这几种改性技术的防

氧化效果都十分有限，一般在

1000ħ以下，而且保护时间不

长［9］。抗氧化涂层技术是C/C

复合材料抗氧化最主要/最有效

的手段。目前，主要的制备方法

是CVD法、CVI法和固渗法。这

些方法对于1650ħ以下的抗氧

化问题已基本得到了解决。据报

道称，采用C/SiC/Si-SiC多层抗

表3CMC在航空发动机上的演示验证情况飞机/

发动机型号

推重比应用部位和效果

F22/F119（美）10矢量喷管采用CMC（内壁板）和钛合金（外壁板）的复合结构代替高温合金，有效减重，从而解决飞机重心后移问题

EF2000/ EJ200（欧）10

CMC-SiC燃烧室、火焰稳定器和尾喷管调节片分别

通过了军用发动机试验台、军用验证发动机的严格

审定，证明在高温高压燃气下未受损伤

阵风/

M88-Ⅲ（法）

9 10CMC-SiC作尾喷管调节片试验成功

F118F/

F414（美）

9 10成功地应用了CMC-SiC燃烧室

B777/

Trend（遄达）800（美/英）民用

CMC-SiC作扇形涡轮外环试验成功，表明可大幅度

节省冷却气量、提高工作温度、降低结构质量并提

高使用寿命

表4具有2000ħ以上熔点的部分金属硅化物的结构和性能［19］

金属硅化物晶体结构熔点/ħ密度/g·cm－3弹性模量/GPa

5Si

250013．40-

5Si

24807．16-

5Si

D8m232014．05-

5Si

22105．99220

TaSi

C4022009．10-

5Si

D8m21908．24-

WSi

2C11

21609．886

5Si

21304．32156

MoSi

2C11

20306．21440

5Si

D8m20105．21257

氧化涂层的C/C复合材料在1600ħ空气中能够使用170h，并且减重仅为1．%［10］。主要问题是解决1650ħ 1800ħ温度段（发动机热端部件对涂层C/C复合材料的要求温度）和高温燃气高速冲刷环境下对C/C 复合材料的氧化保护问题，同时，降低涂层制备成本和开发新工艺也将是未来C/C复合材料研究的热点和难点问题［11］。2．2陶瓷基复合材料（CMC）

陶瓷基复合材料具有耐高温（1650ħ）、低密度（仅为高温合金的1/3 1/4）、高比强、高比模、抗氧化和抗烧蚀等优异性能，可以用作发动机高压压气机叶片和机匣、高压与低压涡轮盘及叶片、燃烧室、加力燃烧室、火焰稳定器及排气喷管等发动机热端材料［14］（见表3）。但是，陶瓷基复合材料的脆性大和可靠性差严重制约了其发展应用。所以，必须对其进行增韧补强，以满足先进航空发动机对材料的要求。

目前，常见的增韧方式主要

有相变增韧、颗粒弥散增韧、晶须复合增韧以及连续纤维增韧补强等。其中，连续纤维增韧陶瓷基复合材料（CFRCMC，简称CMC）最引人注目［15］，主要以化学气相渗透法（CVI）制备的连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料（简称CMC-SiC）为代表，密度为2．0g/cm3 2．5g/cm3，是高温合金和铌合金的1/4 1/3、钨合金的1/10 1/9，具有类似金属的断裂行为、对裂纹不敏感、没有灾难性损毁［16］。CMC-SiC主要包括碳纤维增韧碳化硅（C f/

SiC）和碳化硅纤维增韧碳化硅

（SiC

/SiC）两种。C

/SiC和SiC

SiC在航空发动机上的使用温度

分别为1650ħ和1450ħ［17］。

由于碳纤维价格便宜且容易获

得，从而使C f/SiC的制备成本

相对较低，已成功应用于欧洲航

天飞机计划的重要零件，并在喷

气发动机喷管、战术导弹零件和

双模冲压发动机燃烧室上广泛应

用［18］。但是，C f/SiC抗氧化性能

较SiC f/SiC差，在1650ħ条件

下只能短时使用。国内外普遍认

为，航空发动机热端部件最终获

得应用的应该是SiC f/SiC，提高

SiC纤维的使用温度将是保证

SiC

/SiC用于1650ħ的关键。

2．3难熔金属硅化物基复合材

料

难熔金属硅化物具有高的熔

点（高于2000ħ），在1600ħ

下具有好的热稳定性、抗氧化性

和良好的力学性能，引起了人们

的广泛关注，被广泛地应用于航

空航天、化工、冶金、交通运输

表5几种用于MoSi

合金化的潜在硅化物种类［24］

种类熔点（ħ）晶体结构密度（g·cm-3）

MoSi

2030正方晶体6．24

WSi

2160正方晶体9．86

NbSi

1930六方晶体5．66

TaSi

2200六方晶体9．10

TiSi

1500菱形晶体4．04

5Si

2160正方晶体8．24

5Si

2370正方晶体14．50

5Si

2480正方晶体7．16

5Si

2500正方晶体13．40

Tis

2130六方晶体4．32

及国防等工业领域。表4是熔点在2000ħ以上的部分难熔金属硅化物的结构和性能。

从表4可以看出，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MoSi2高温抗氧化性能却位居所有金属硅化物榜首，同时，由于其适中的密度而成为近年来研究的热点。

MoSi

是一种道尔顿型金属间化合物，其性能介于金属与陶瓷之间［20］。具有极高的熔点（2030ħ）、优异的高温抗氧化、抗热冲击性、良好的导热性和稳定的电阻特性以及适中的密度，被广泛用于高温结构材料、高温发热元件以及高温防氧化涂层等领域［21］。然而其低温脆性、低温“PEST”氧化及高温蠕变了其实际应用［22］。目前，为了提高MoSi2的室温韧性和高温强度，主要采用了合金化和复合化的增强手段。MoSi2可以同许多潜在的陶瓷增强体如SiC、

、ZrO

、Al

、TiB和TiC

在热力学上相容，同其它高熔点硅化物如Mo5Si3、WSi2和NbSi2等一样具有进行合金化提高性能的可能性［23］（如表5所示）。

据文献报道，在合金化增韧的过程中，合金化Al、Re、Co、

W、B等能够显著改善MoSi

断裂韧性和高温强度［26］。在复合化增韧过程中，（ZrO2+SiC）-

MoSi

复合材料具有良好的综合性能，高熔点高弹性模量的增强体（如SiC、Si3N4、WSi2和

5Si

等）也表现出了较好的综

合作用［26-27］。3结束语

随着发动机涡轮前进口温度

的不断提高，高温合金已经不能

满足先进航空发动机的要求，研

究具有轻质（低密度）、高比强

度、高比刚度、抗氧化、耐腐蚀

等性能的新型特种结构材料体系

已经成为先进发动机研发和导弹

轻质化的技术关键和瓶颈部分。

具有良好综合性能的陶瓷基复合

材料、碳/碳复合材料和难熔金

属硅化物基复合材料等新型高温

材料引起了人们的广泛关注，并

将成为先进发动机和弹用高温材

料的重点研究方向。

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24-37

SM-3block IB 导弹未能成功拦截靶弹

美国导弹防御局（MDA ）最

近透露，标准导弹3（SM-3）block IB 拦截弹在2011年9月1日的首次发射试验中未能成功命中目标。block IB 是SM-3导弹的改进型，最为“海岸防护”方案的

一部分，该导弹未来将同样被布署在海上，在美欧定向适应路径（EPAA ）弹道导弹防御（BMD ）计划的第二阶段中起着关键的作用。

在此次试验中，近程弹道靶弹从靶场发射90s 之后，SM-3导弹block IB 拦截弹从USS 伊利湖（CG-70）发射升空。MDA 发言人称，该导弹系统的雷达成功跟踪到靶弹，但当拦截弹发射之

后，未能拦截到靶弹。之后，评审委员会分析此次试验并确定引起试验失败的可能原因。此次试验为SM-3导弹block IB 改进型的第一次飞行试验，第二次飞行试验可能安排在2012年7月或

8月进行。

美国导弹防御局希望BMD 计划在2011—2012财年间能取得显著进展，预计在2012年4月进行block IB 拦截试验，试验采用前置AN /TPY-2雷达传感器。2012财年MDA 将采购46枚SM-3block IB 导弹，交付数目至少12枚，同时还有6枚SM-3block IA 拦截弹。该项目的主

承包商雷锡恩公司负责生产SM-3block IB 导弹。

沈

娟

严

明下载本文

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