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。

金属陶瓷先进高温结构材料的应用及研究进展

主要从应用角度综述了金属陶瓷高温结构材料在航空航天、加工制造和温度测量领域的研究进展,同时分析论述了金属陶瓷的制备原则及其在航空领域的发展趋势。提出金属陶瓷需要在两方面加强研究工作,一方面是开展提高材料断裂韧性方面的基础理论研究,另一方面是注重制备工艺的改进创新。

高熵碳化物材料研究进展

高熵陶瓷是近年来得到快速发展的新型材料,吸引了许多研究者的关注,具有的高熵效应赋予了其优异的性能。其中高熵碳化物具有优异的硬度、断裂韧性、隔热性能与抗腐蚀性能,在环境障涂层、热障涂层等领域具有广阔的应用前景。本文详细介绍了高熵碳化物的预测理论、合成方法,同时对其抗氧化性能、力学性能、耐腐蚀性能以及隔热性能等方面进行了综述,指出了高熵碳化物在制备应用方面面临的问题,最后展望了高熵碳化物的发展方向。

高温氧化对粉末高温合金微观结构和疲劳性能影响研究

为了探究涡轮盘用粉末高温合金表面氧化对其低周疲劳性能的影响,分别针对第三代镍基粉末高温合金的粗晶(Coarse grain,CG)和细晶(Fine grain,FG)材料开展氧化时间对其疲劳性能影响机理的研究。通过在700℃空气环境下开展不同时长的高温预氧化实验和低周疲劳(Low-cycle fatigue,LCF)实验,使用SEM和EDS表征LCF断口、表面氧化层结构成分及其强化相形貌变化,揭示LCF裂纹萌生机理。实验结果表明,氧化层厚度随氧化时间而增加,氧元素以氧化侵入的形式进入基体;相同氧化时间下,CG抗氧化性能优于FG;疲劳裂纹萌生于氧化侵入和亚表面夹杂物等应力集中部位,在实验温度下LCF寿命受氧化作用和夹杂物共同影响;高温氧化作用下氧化层呈现分层结构,外层为NiO,中间层为含有Cr_(2)O_(3),TiO_(2)等复杂氧化物及尖晶石相(NiCr_(2)O_(4))的混合层,内层为Al_(2)O_(3);CG二次γ’相氧化后平均尺寸增加,FG二次γ’相平均尺寸没有明显的变化,但两种组织氧化后在晶界附近均观察到长条状的二次γ’相,表明高温氧化作用下晶界优先遭到破坏。

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。

Ni基高温钎料对Cf/SiC陶瓷基复合材料的润湿性研究

研究了温度和活性元素Cr对Ni基高温钎料在3D-Cf/SiC陶瓷基复合材料上润湿的影响。采用扫描电镜与能谱仪检查界面微观结构与元素分布,通过X射线衍射仪检测界面产物。实验结果表明:升高温度,Ni基钎料在Cf/SiC上的润湿角减小;并且随钎料中的Cr的质量分数增加,润湿角减小。润湿过程属于反应润湿,润湿界面生成多种碳化物和硅化物。

V,Al对Nb-Si系超高温结构材料抗氧化性能的影响

采用真空非自耗电弧炉制备了Nb-22Ti-12Si三元以及三种不同V,Al含量的Nb-Ti-Si-V-Al五元Nb-Si合金,研究了四种合金铸态显微组织和1250℃的抗氧化性能。结果表明:V,Al的加入促进了反应Nb3Si→Nbss+Nb5Si3,使合金相组成由Nbss+Nb3Si转变成为Nbss+Nb5Si3,从而增加了合金中Nbss相体积分数;合金的抗氧化性能随V,Al含量的增加而提高;V,Al的加入使合金氧化皮结构发生了转变,生成了较为致密的氧化皮,降低了合金的氧化速率,减少了合金氧化皮的剥落和金属氧化损失量。Nb-21.9Ti-11.9Si-4.4V-4.1Al经过1250℃/50h氧化后金属损失厚度仅为0.1mm。

镍基铸造高温合金高周疲劳研究进展

由于航空发动机和燃气涡轮中的高温部件工作环境恶劣,存在高温、高压强、高振动等复杂工况,合金材料在此环境下需要长期保持优良的力学性能。镍基铸造高温合金被广泛应用于航空发动机、燃气涡轮等高温环境下的零部件中,其高温下的稳定性和力学性能是保证这些部件长期安全运行的重要因素。在高温高压等复杂环境下,合金材料会反复承受应力,导致疲劳损伤。高周疲劳是镍基高温合金失效的主要因素之一。由于材料在高应力状态下反复加载,导致其微观裂纹逐渐扩展,合金的服役寿命受到极大影响,对镍基高温合金高周疲劳性能的研究显得尤为重要。高周疲劳的发生与多种因素有关,其中包括合金的组织结构、应力水平、试验条件、表面缺陷等。本文分类讨论镍基铸造高温合金的高周疲劳机制在不同温度下的区别,研究不同失效状态下的规律特征以及其对合金高周疲劳的影响,对于研究叶片材料服役寿命规律,提高服役时间,降低研发周期具有指导意义。

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。

熔模铸造过程镍基高温合金与陶瓷材料界面反应研究进展

镍基铸造高温合金因其优异的综合性能成为航空发动机涡轮叶片的主流选择。在熔模铸造过程中,合金熔体在高温下易与陶瓷型壳/型芯发生界面反应,劣化叶片铸件表面质量,甚至导致叶片报废。本文综述了熔模铸造过程镍基高温合金与典型陶瓷型壳/型芯的界面反应研究进展,尤其对不同陶瓷应用过程的优点和不足进行了分析和汇总。在此基础上,提出了匹配熔模铸造技术发展的陶瓷型壳/型芯的研发方向,旨在为镍基高温合金熔体与陶瓷界面反应程度的降低和叶片铸件表面质量的提升提供参考和借鉴。

石墨烯增强镍基粉末高温合金复合材料的力学性能

采用湿混法将石墨烯纳米片分散到高温合金粉末中,并采用热等静压+热挤压+等温锻造+热处理的方法制备出FGH96镍基粉末高温合金。结果表明:石墨烯纳米片在高温合金中分散均匀,初步发现在后续的热工艺过程中并未发生变性;添加0.1%(质量分数)的石墨烯后,室温抗拉强度和屈服强度分别提高了58MPa和43MPa,塑性从21.0%提高到37.3%;650℃条件下抗拉强度和屈服强度分别提高了58MPa和28MPa,塑性从18.5%提高到26.5%。此外对石墨烯增强FGH96镍基高温合金力学性能的作用机制也进行了进一步分析。

Si(B)CN陶瓷及其复合材料评价与应用研究现状

总结了近年来Si(B)CN陶瓷及其复合材料评价与应用研究现状。首先介绍了Si(B)CN陶瓷及其复合材料的制备,而后详细综述了Si(B)CN陶瓷及其复合材料在力学性能、氧化行为、烧蚀行为、疲劳与蠕变性能、环境性能等方面的性能评价,并对其应用现状进行了概述。

Ru、Y对铸造高温合金与陶瓷界面反应的影响

在定向凝固炉中,采用相同的硅基陶瓷型芯,刚玉陶瓷型壳,熔炼工艺和定向凝固工艺制备了四种不同Ru、Y含量的单晶高温合金叶片,研究了组织稳定性提升元素Ru、抗氧化性增强元素Y对合金与陶瓷材料界面反应的影响。研究结果表明,合金中不含Ru、Y时,合金与型壳发生的界面反应主要为物理粘砂作用,未见合金元素与型壳发生明显的化学反应,合金与型芯发生轻微的界面反应,除了物理作用,还发生了Al与SiO2的化学反应。合金中添加Ru,对合金与型壳或型芯的界面反应无影响。合金中添加0.01%Y后,合金与陶瓷型壳或型芯的界面反应稍有增加,但由于其添加量较少,故影响较小。

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高温合金薄壁机匣试验件熔模精铸缺陷预测与工艺优化研究

本文针对800℃可焊K439B铸造高温合金机匣试验件,采用ProCAST软件,利用基于Darcy定律发展的宏微观耦合缩孔、缩松模型对试验件熔模铸造的充型、凝固过程中的温度场和固相分数进行了数值模拟。结果表明,壁厚较薄铸件底部在凝固过程中存在孤立液相区,从而形成缩松、缩孔缺陷。进一步通过添加补缩浇道设计了新的工艺方案,模拟结果表明,采用8根补缩浇道的方案可消除缩松和缩孔缺陷。采用该优化方案,进行了机匣试验件实际浇注,获得了冶金质量良好的铸件。

不同纤维预制体结构对SiC_f/PyC/SiBCN复合材料力学性能的影响

使用不同织造方式(二维机织,法向增强2.5维机织和三维五向编织)制备了3种SiC纤维预制体,采用树脂转移模塑(RTM)和聚合物浸渍裂解(PIP)工艺制备了SiC_f/PyC/SiBCN复合材料。观察复合材料的显微组织,测试弯曲强度、拉伸强度、压缩强度等力学性能,探究不同预制体结构对复合材料力学性能的影响行为。结果表明:同一预制体结构在不同方向的纤维分布不同导致材料力学性能的各向异性;不同预制体结构对材料力学性能有着显著的影响。

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。

SiC晶须对SiBCN基陶瓷复合材料性能的影响

采用超声结合球磨混料的工艺,在由聚硼硅氮烷(PSNB)裂解得到的SiBCN陶瓷中引入SiC晶须。研究了不同质量分数SiC晶须对SiBCN陶瓷基复合材料密度、硬度、弯曲强度及微观结构的影响。结果表明:随着SiC晶须添加质量分数由0%提高至25%,复合材料的密度先降后升,开孔率逐步上升,材料硬度逐渐下降,弯曲强度先升后降再升;SiC晶须质量分数为5%的SiC_(w)/SiBCN复合材料弯曲强度可达191 MPa,与未添加晶须的SiBCN纯基体弯曲强度(60 MPa)相比提升218%;XRD分析发现晶须的引入对烧结后复合材料的物相组成影响不大;观察材料断口微观形貌发现,晶须在基体中的存在方式主要有桥联和团聚搭桥两种,其中桥联有利于强化材料而团聚搭桥则会在基体内部形成孔隙进而降低材料强度。

浇注温度与型壳温度对K4648镍基高温合金组织和性能的影响

针对某型号燃气涡轮导向器用K4648镍基高温合金室温冲击韧性无法达到标准要求(冲击韧性大于20 J·cm^(-2))的问题,在不同的浇注温度与型壳温度(1 490℃/1 050℃,1 490℃/950℃,1 460℃/1 050℃)下制备了K4648镍基高温合金,并进行了固溶+标准热处理,研究了浇注温度与型壳温度对合金显微组织和冲击性能的影响,获得了优化的工艺参数。结果表明:当型壳温度或浇注温度较低时,K4648镍基高温合金的晶粒尺寸和二次枝晶间距较小,块状初生α-Cr相含量较少、尺寸较小,合金的冲击韧性较大,冲击断口处次生裂纹数量较少;优化工艺参数为型壳温度950℃、浇注温度1 490℃,此工艺参数下制备的K4648镍基高温合金的冲击韧性最大,为21.4 J·cm^(-2),满足标准要求。