航空航天先进结构材料技术现状及发展趋势

先进材料技术是航空航天高新装备的发展先导,是支撑现代工业的关键基础技术,渗透到国防建设、国民经济和社会生活等方方面面,已成为世界各国争相发展的技术高地和国防重点。本文梳理分析航空航天先进结构材料近年来的技术现状及发展趋势,在高性能高分子材料及其复合材料、高温与特种金属结构材料、轻质高强金属及其复合材料、先进结构陶瓷及其复合材料四方面进行重点阐释,明确我国航空航天结构材料的研发与生产仍面临着跟踪研仿多、自主创新少、技术封锁严重、技术瓶颈亟待突破等困境。同时,本文对航空航天结构材料未来研究和发展提出展望,点明建立“产-学-研-用”完整技术体系的重要性。

航空发动机用高温合金复杂薄壁精密铸件尺寸精度控制技术研究进展

高温合金主要应用于涡轮后机匣、扩压器、预旋喷嘴等航空关键热端部件,采用整体精密铸造技术取代“分体铸造+焊接”成形方法,可减少零件数量和加工工序、提升可靠性、减轻质量,是航空发动机先进材料加工关键核心技术之一。然而复杂薄壁构件液态精密成型存在尺寸超差难题,导致发动机气动性能降低,装配精度下降,是长期制约我国航空发动机关键构件制造质量的瓶颈问题。本文综述目前国内外在高温合金精密铸造尺寸精度控制方面的研究进展,并对基于数字化和智能化技术的发展趋势进行了前瞻性分析和探讨,未来迫切需要构建液态精密成型数字孪生平台,发展更先进的尺寸变形精准定量智能预测方法以及压蜡模具内腔型面设计理论。

铌硅基超高温结构材料成形技术研究进展

铌硅基超高温结构材料被认为是一种有望打破传统镍基高温合金的使用温度极限的材料。但是,由于铌硅基合金本身的高熔点以及较低的塑韧性等,其制备成形的难度远高于现有的高温金属结构材料。本文主要着眼于铌硅基合金复杂制件的成形,综述了铌硅基合金的熔炼技术、熔模精密铸造成形工艺技术、粉末成形工艺技术等方面的最新研究进展,并对铌硅基合金的成形技术中存在的问题进行了分析,在此基础上对其发展趋势进行了展望,认为铌硅基超高温结构材料成形技术仍然处于实验室研究阶段,需要继续在大尺寸母合金熔炼、超高温精密相关辅助技术、合金粉体制备三个方面开展深入研究。

涉氢环境及其对高温合金的影响:评述--面向航空发动机潜在应用

随着“双碳”目标的提出,氢作为绿色清洁能源成为未来航空业发展的重要趋势,近年来氢燃料航空发动机备受关注。高温合金是当前燃气涡轮发动机热端部件中应用最广泛的材料,本文综述现有其他领域涉氢环境对合金的影响,为未来氢燃料航空发动机用高温合金研制和应用提供参考。对内/外氢环境的引入、渗(充)氢方法、氢浓度/氢分布特征及氢稳定存在温度的测量、氢对拉伸、蠕变/持久和疲劳性能的影响以及氢脆的断裂机理进行分述,总结不同成分、制备工艺、原始组织状态、合金化程度以及不同应用领域高温合金在涉氢环境下的力学性能退化因素。结果表明,外氢环境下比内氢环境下力学性能下降更快;合金化程度更高的高温合金氢脆更明显,而高温氢环境下合金性能损伤(蠕变/持久、疲劳和拉伸)倾向较室温明显降低。就燃氢涡轮动力用高温合金在涉氢环境下的力学性能评价及适氢环境高温合金的研制进行展望。燃氢涡轮航空发动机可能面临的涉氢工作环境包括:液氢存储的低温氢环境;用于通道冷却的氢环境;经过气体压缩的高温高压氢环境;以及燃烧产物-高温水蒸气(高温潮湿)环境的影响。重点应关注氢在高温合金中的扩散和渗透、高温合金在高压氢环境下的脆性和腐蚀、高温潮湿环境下氧化和腐蚀行为以及上述多重耦合环境下合金和涂层的退化和防护机制。针对燃氢涡轮发动机工作环境,需要搭建近服役条件的高温合金燃氢环境实验装置,开展燃氢环境对高温合金及零部件的影响研究,建立现役叶片和盘件等热端部件关键用材在涉氢环境中的力学性能数据库和相关标准,并在此基础上适时研发适用于燃氢环境使用的高温结构材料,为氢燃料燃气涡轮航空发动机的应用提供支持。

航空发动机涡轮叶片热障涂层研究进展

涡轮叶片的热障涂层技术是保障和提升航空发动机性能的关键技术之一,涡轮叶片的工作环境要求热障涂层需要具备隔热性能好、热膨胀系数与基材相匹配、抗氧化性能好、抗熔盐腐蚀性能好等一系列特点,这对热障涂层的材料、结构以及制备工艺提出了巨大的挑战,是当前航空发动机领域的热点研究之一。本文对构成热障涂层的金属粘结层和陶瓷层材料,以及热障涂层体系结构的研究现状做了详细介绍,并简要介绍了常用的热障涂层制备方法,展望了金属粘结层和陶瓷层材料体系和制备技术的发展趋势,以期为未来航空发动机涡轮叶片热障涂层体系的构建提供有益参考。

K439B镍基铸造高温合金800℃长期时效过程中碳化物的演变规律

K439B镍基合金是一种承温能力达800℃的新型铸造高温材料,在发动机机匣类复杂结构件有重要应用前景。作为该合金中的主要晶界强化相,碳化物在合金长期时效过程中的演化规律尚不清楚。以K439B合金为对象,在800℃下对该合金进行了6000~10000 h的等温时效实验,研究了其长期时效过程中碳化物的演变规律和转变机理。结果表明,K439B合金的组织稳定性优异。经过长期时效后,晶界和枝晶间组织中仍保留大部分标准热处理态时的MC型碳化物,仅有部分MC型碳化物分解为M_(23)C_(6)型碳化物和γ′相,未出现η相和σ相等TCP有害相。晶界M_(23)C_(6)型碳化物表现出两种不同的粗化行为,一是M_(23)C_(6)型碳化物逐渐宽化,在长期时效后宽度均一,碳化物排列整齐;二是在某些晶界部位,粗化后的M_(23)C_(6)型碳化物呈现不规则的形状,甚至向晶粒内部延伸。晶界M_(23)C_(6)型碳化物并未出现沿整个晶界的完全相连情况,其主要是γ′相颗粒将两个相邻的M_(23)C_(6)型碳化物分隔所致。

高性能金属材料雾化与成形技术研究进展

本文综述北京航空材料研究院在高温合金气体雾化粉末、喷射成形高温合金、粉末冶金TiAl合金以及喷射成形高速钢等高性能金属材料雾化与成形技术研究领域的主要研究成果。北京航空材料研究院开发了高温合金粉末氩气雾化和负压雾化制备技术和装置,突破粉末氧含量、粒度和非金属夹杂物控制等技术瓶颈,制备出多种高纯、细颗粒、球状高品质的高温合金粉末,已用于先进航空发动机涡轮盘等核心热端部件的研制和生产;发展难变形合金喷射成形技术,解决雾化沉积、致密度控制、形状控制、热加工等关键技术难题,研制的高温合金和高速钢沉积坯致密度达到99.0%以上,开发出低成本高性能喷射成形高温合金和高速钢材料;通过氩气雾化TiAl合金粉末制备及热成形技术研究,获得了高纯低氧球形气雾化粉末和高性能粉末冶金板材。

航空发动机涡轮叶片超温服役损伤的研究进展

涡轮叶片是航空发动机的核心热端部件之一,其安全服役对航空发动机的正常运行至关重要。当发动机遭遇非正常工况时,涡轮叶片的服役温度可能急剧上升并超过正常工作允许温度,即发生超温服役。超温可使叶片遭受严重的组织退化,导致叶片提前失效。本文介绍了航空发动机涡轮叶片过热检查和失效分析的方法,详细阐述了超温服役对显微组织与力学性能影响的研究进展。此外,本文还对高温合金超温服役损伤评价、寿命预测和组织修复提出了展望,为叶片服役评价与失效分析及新型高温合金的研制提供了参考借鉴和理论依据。

莫来石基耐火材料夹杂物与粉末冶金高温合金FGH96界面反应

采用光学金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)及电解腐蚀方法研究粉末冶金高温合金FGH96中人工植入莫来石基耐火材料夹杂物在原始颗粒态、热等静压和热变形过程中形貌和成分的演变规律,揭示莫来石基夹杂物与合金基体发生界面反应的机制。结果表明:在原始颗粒态时,人工植入的莫来石基夹杂物为无规则颗粒状;经过高温高压的热等静压固结成形后,夹杂物内部形态和成分未发生明显变化,但夹杂物与基体界面发生置换反应形成了结构复杂的反应层,该反应层由Al、Ti的氧化物构成,并含有较多孔隙。经过25%变形量(温度1080℃、应变速率0.0004 s;)的热变形后,夹杂物主体形态和成分未发生明显变化,而夹杂物外部包覆的反应层随高温合金基体的变形开始从夹杂物上剥离和拉长,并随着金属基体的流动变形,在靠近拉长方向一侧发生聚集;当变形程度为50%时,莫来石夹杂物连同外部包覆的反应层发生破碎变形,形成夹杂物碎块加反应层的复合形态,该复合形态夹杂物呈线状分布,长轴垂直于压缩方向;当夹杂物外部包覆的反应层被剥离、莫来石夹杂物本体破碎后,形成的暴露于高温合金基体的新表面将继续反应生成新反应层,破碎的莫来石夹杂物本体仍然以O、Al、Si为主要组成,但同时含有少量Ni、Cr、Ti、Co、Mo等高温合金中的元素。

镍基单晶高温合金中Ru元素作用的研究进展

具有优异的高温抗蠕变、抗疲劳、抗氧化和耐热腐蚀等综合性能的先进镍基单晶高温合金,是当代先进航空发动机热端部件的首选材料。研究者发现,Ru元素的引入对镍基单晶高温合金的组织稳定性和高温蠕变性能有重大影响。但是相关研究开始较晚,不够充分,因此Ru元素具体作用机制尚不明晰。此外,Ru的添加提高了镍基单晶高温合金的制造成本,所以高代次单晶合金目前仍处于试验阶段,并未在实际生产中实现大规模应用。本文从Ru元素对镍基单晶高温合金铸态组织、热处理态组织、组织结构稳定性和蠕变性能的影响4个方面出发,总结了Ru元素在单晶高温合金中具体作用的研究进展。

DD9镍基单晶高温合金均匀化过程中铼、钨扩散系数计算及变化趋势研究

铼(Re)与钨(W)作为镍基单晶单晶合金均匀化过程中扩散最慢的元素,其扩散系数对于均匀化处理制度的制定起着决定性作用。建立了适用于单晶合金均匀化处理溶质元素扩散模型,利用此模型及实测数据计算出Re、W分别在1290、1325、1340、1345℃下的扩散系数。结果显示,由于没有晶界的促进,单晶试样中Re的扩散系数明显低于扩散偶法测得的值,并且由于γ’相的存在,其随温度的增长并不符合Arrhenius扩散。将扩散系数与模型相结合,制定出适用于DD9单晶合金的均匀化处理制度(1290℃/4 h+1325℃/4 h+1340℃/14 h+1345℃/18 h)。

氩气雾化镍基粉末高温合金及粉末特性研究进展

概述了国内外镍基粉末高温合金的发展、氩气雾化制粉技术的特点、氩气雾化镍基高温合金粉末的特性和增材制造用镍基高温合金粉末的发展方向,重点介绍了镍基高温合金粉末的形貌与粒度控制、氧化特性、气体脱附行为和缺陷形成及控制措施。讨论了镍基高温合金粉末特性与合金缺陷之间的内在关系,总结了缺陷消除措施的研究进展,明确了未来粉末涡轮盘用氩气雾化镍基高温合金粉末质量优化的发展方向,并对高品质氩气雾化镍基高温合金粉末促进增材制造技术在航空航天领域的应用进行了展望。

S元素对镍基高温合金及其涂层组织和性能的影响研究进展

高温结构材料是航空发动机的关键材料,镍基高温合金广泛应用于先进航空发动机叶片、涡轮盘和燃烧室等热端部件之中。镍基高温合金在母合金熔炼、真空浇注等工序中会不可避免地引入杂质元素,随着对高温合金零部件性能要求的不断提升,合金中杂质元素对合金性能的影响越来越受到关注。S元素作为一类杂质元素,其含量尽管较低,但是依然会对材料的性能造成不利影响。本文从S元素对镍基高温合金及其涂层组织和性能的影响两方面出发,综合实验研究与第一性原理计算,详细阐述S元素对高温合金显微组织的影响,以及在高温合金基体及氧化层、涂层等界面的偏聚情况,总结了S元素对高温合金力学性能、抗氧化和热腐蚀性能及涂层性能的影响。

高温合金超薄板循环塑性本构模型适用性研究

高温合金具有优良的综合性能,是航空发动机高性能构件的首选材料。由于高温合金带材屈服强度高、壁厚超薄、回弹明显、构件成形精度难以控制,因此研究现有循环本构模型对于高温合金带材变形预测的适用性具有重要意义。基于循环剪切实验,研究了不同循环塑性本构模型(Armstrong-Frederick(A-F)模型、Yoshida-Uemori(Y-U)模型和the anisotropic nonlinear kinematic(ANK)模型)对高温合金超薄带材循环塑性变形响应的表征效果。同时,通过U形弯实验和有限元仿真结果的对比,分析了不同屈服准则(Hill48,Barlat89和YLD2000-2d)结合不同循环塑性模型对于回弹预测的影响。结果表明,采用Y-U模型对高温合金超薄板循环塑性变形行为的表征能力最好,A-F和ANK模型次之。采用Y-U模型对回弹的预测精度高于各向同性模型和A-F模型,而屈服准则对回弹预测精度的影响不大,采用基于Hill48和YLD2000-2d屈服准则的Y-U模型,回弹预测误差可以控制在5%以内。

热等静压技术在镍基铸造高温合金领域的应用研究

镍基铸造高温合金是航空发动机与燃气轮机生产制造过程中应用的主要材料之一,在航空航天、能源工业、船舶舰艇等领域有着广泛的应用。现代航空工业的飞速发展离不开高温合金综合性能的快速提升,而热等静压技术在镍基铸造高温合金领域的应用对镍基铸造高温合金综合性能的改进方面发挥了举足轻重的作用。本文介绍了热等静压技术的工作原理与应用发展历史,总结了热等静压技术在镍基铸造高温合金领域的研究应用现状,重点阐述了热等静压技术对铸造高温合金的致密化作用机理与组织性能影响、热等静压对长期服役镍基铸造高温合金组织修复研究以及实现两种镍基高温合金扩散连接的应用优势与研究成果。同时指出热等静压技术研究中存在的一些问题及国内热等静压技术在镍基铸造高温合金领域的发展趋势。

FGH96镍基粉末高温合金氧化物夹杂的计算机断层扫描研究

利用计算机断层扫描技术(computed tomography,CT)研究了FGH96镍基粉末高温合金内部Al2O3、SiO2及莫来石三种氧化物夹杂对不同工艺(热等静压工艺、热等静压+热挤压+等温锻造工艺及热等静压+等温锻造工艺)的敏感程度。结果表明:热等静压+等温锻造工艺能显著减小Al2O3夹杂物的尺寸和其在合金中的含量,采用热等静压+热挤压+等温锻造工艺最能有效减少SiO2夹杂物在合金中的含量,而莫来石夹杂对热等静压+热挤压+等温锻造工艺和热等静压+等温锻造工艺均较为敏感,且两种工艺对莫来石夹杂的作用效果类似。夹杂物在实际盘件中呈油饼状,极大地恶化了合金低周疲劳性能,且夹杂物越接近试样表面,试样的低周疲劳性能恶化越显著。热等静压+等温锻造工艺对减小三种夹杂的尺寸均有良好效果,这为人们选取合适工艺消除合金中氧化物夹杂提供了重要参考。

GH4049高温合金热变形中的动态再结晶预测

以GH4049高温合金在变形温度为1060~1180℃、应变速率为0.1~50 s^-1范围内的等温压缩实验为基础,通过获得的真应力-真应变曲线预测了合金不同热变形条件下的动态再结晶体积分数。基于金属变形过程中的应变硬化、动态回复和动态再结晶软化平衡原理,分析了GH4049高温合金的流变行为,建立了合金热变形过程中动态再结晶临界应变、峰值应变与Zener-Hollomon参数的关系式;通过计算GH4049高温合金不同热变形条件下的动态再结晶体积分数,建立了合金动态再结晶体积分数的Avrami模型,量化预测出GH4049高温合金热变形中的动态再结晶发生比例。动态再结晶体积分数预测值与微观组织实验测试结果一致,证明了GH4049高温合金动态再结晶体积分数预测模型的准确性,可以用于GH4049高温合金工程应用中的动态再结晶预测。

变形高温合金纯净熔炼设备及工艺研究进展

本文试图对国内外近年来变形高温合金纯净设备及其熔炼技术的发展情况进行综述。文章总结了变形高温合金中夹杂物的分类方法,调研了国内外变形高温合金熔炼设备生产厂家,分析了真空感应熔炼炉、电渣炉、真空自耗炉的设备特点与技术,归纳了国内外变形高温合金真空感应熔炼、真空感应熔炼+保护气氛电渣重熔、真空感应熔炼+真空自耗重熔、真空感应熔炼+保护气氛电渣重熔+真空自耗重熔四类工艺的研究进展。最后提出了提升我国变形高温合金冶金质量与性能的一些建议。

工业燃气轮机涡轮叶片用铸造高温合金研究及应用进展

工业燃气轮机具有热效率高、污染低等突出优点,成为未来发电机组与大型水面舰船动力的首选设备。铸造高温合金是工业燃气轮机涡轮叶片等热端部件的关键材料,其性能和制备水平在一定程度上决定了先进燃气轮机的功率、效率、寿命等性能。本文重点综述了工业燃气轮机及其涡轮叶片用铸造高温合金材料的研究及应用现状,并对工业燃气轮机涡轮叶片用铸造高温合金及涡轮叶片制造技术的发展趋势进行了展望。未来,先进定向凝固,“材料基因工程”等技术将逐渐应用到工业燃气轮机涡轮叶片用铸造高温合金的研制中;此外,先进工业燃气轮机上定向/单晶高温合金的应用将越来越广泛。

小角度晶界对DD5镍基单晶高温合金中、高温条件下力学性能的影响

采用双籽晶制备第二代镍基单晶高温合金DD5合金双晶试板并加工成力学试样,研究小角度晶界对DD5合金中、高温条件下拉伸、持久性能的影响。结果表明:在760℃拉伸条件下,晶界角度小于14.8°时,试样抗拉强度大于1100 MPa,伸长率大于8%,断面收缩率大于14%,晶界角度大于14.8°后,抗拉强度、伸长率以及断面收缩率随着晶界角度的增大而下降,屈服强度则没有显著变化;在980℃拉伸中,晶界角度小于19.4°时,试样抗拉强度大于760 MPa,屈服强度大于630 MPa,伸长率以及断面收缩率则随晶界角度的增大而快速下降,至19.4°时,伸长率下降至1.4%,断面收缩率下降至2.8%;在870℃/551 MPa持久条件下,当晶界角度小于7.8°时,试样持久寿命大于110 h,伸长率大于19.8%,断面收缩率大于23.1%,当晶界角度大于7.8°后,试样持久寿命、伸长率以及断面收缩率随晶界角度的增大而快速下降。