超高温材料超高温材料

铌及其合金
铌(Nb)本身熔点较低（2415℃），抗氧化性能有限，通常以合金或化合物的形式 应用于超高温环境。 含B或N的过饱和Nb基难熔合金，在温度达到2200℃时仍保持良好的性能。 已用于小型液体火箭发动机，还用做火箭姿态调节器喷管。 铌-硅基合金(Nb-Si)具有较高的高温强度，在室温下具有一定的韧性，并且其熔 点高、密度小。 采用高熔点金属间化合物Nb3Si或Nb5Si3加入Nb合金中。 带有硅化物涂层的铌合金材料通常用于火箭燃烧室。
第十三章 超高温材料
超高温环境与材料 典型超高温材料 热防护材料
超高温环境
超高温一般是指1800℃～2000℃以上的温度。尖端 工业中的超高温环境主要包括航天飞机、超声速飞 行器的迎风尖锐表面飞行时的高速高温环境以及火 箭发动机的燃烧室、喷管、涡轮发动机的内在工作 环境。
超高温环境 1
新一代航天飞机兼有航天往返和特超音速航空两用，也称作空天飞机， 采用空气吸入式发动机，从一般跑道上起飞和着陆。为了达到空天飞机 的规定速度，飞机必须在大气层中长时间连续以超音速飞行。当马赫数 为8，飞至27000米高空时，飞机头部和机翼前沿的表面温度可达1800℃。 为了保证在大气中重复使用，超声速飞行器的尖锐迎风表面，例如发动 机罩的进气室、机翼的引擎和鼻锥，要求能耐2000~2400℃的超高温。
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钼及其合金
与钨和铼相比，钼(Mo)的熔点相对略低，但其成本和密度都有所降低。 钼一般以合金、化合物或者复合材料的形式应用于超高温环境。 钼能与铌(Nb)和钨(W)形成三相固溶体，在1700℃时的屈服强度和蠕变强度可望 达到400MPa和22MPa。 Mo的硅化物MoSi2是常见的高温结构材料，具有优异抗氧化性能，使用温度可达 1700℃。MoSi2涂层用作短时的导弹尾喷管、卫星火箭推进器以及进气口温度超 过1400℃的发动机叶片用的Mo、Nb合金以及Nb-W-Ta合金的耐热涂层。Mo还可和 Si、B形成三元化合物，具有极高的高温强度。Mo-8.5Si-13.2B在1500℃时屈服 强度仍在1GPa以上，与其它高温结构使用的难熔金属基或陶瓷基材料相比，性能 优异，被认为是很有前途的材料。
超高温材料主要是应用于火箭喷管、燃烧室、尖锐前缘等表面，起到 隔热防护作用，主要考虑其抗烧蚀性能，而抗烧蚀性能与其熔点有直接 关系。
高温材料尤其是高温合金主要是面向航空航天涡轮发动机，主要是考 虑其高温力学性能及抗氧化性能。
13.2 典型超高温材料
难熔金属及其合金 超高温陶瓷基复合材料 改性的C/C复合材料
超高温材料
超高温材料是指能在1800℃～2000℃以上温度使用的单一或材料组合， 包括难熔金属、陶瓷基复合材料和经过改性的C/C复合材料。
超高温材料具有高温强度、高温抗氧化性和高温抗烧蚀性能，能够适 应超高音速长时飞行、大气层再入、跨大气层飞行和火箭推进系统等极 端环境，可用于飞行器鼻锥、机翼前缘、火箭喷管、燃烧室、发动机热 端等各种关键部位或部件。
超高温环境 2
近空间，一般指距地面20-100千米的空域，处于现有飞机最高飞行高度 和卫星最低轨道高度之间。这一区域是飞机上不去、卫星下不来的未开 发和待利用空间。高超声速巡航飞行器和巡航弹、通用航空飞行器属于 高马赫数近空间飞行器。近空间超高速飞行器需要在有氧和高温环境下 飞行数千秒，长时间的气动加热使得头部和翼缘部分的表面温度超过 2000℃，同时为保持高的升阻比和良好的气动外形，这些部位外表面不 允许产生明显烧蚀。因此，新一代航天飞机、超音速飞行器以及近空间 超高声速飞行器对热防护材料提出了更高的超耐热性、耐久性和长寿命 的要求。
13.2.1 难熔金属及其合金
难熔金属的熔点与密度
钨及其合金
钨的熔点最高（3400℃）。 具有较好的抗氧化性和良好的抗热震性以及很好的抗烧损和抗冲刷能力。 常用作发动机喉衬，北极星A21、A22和民兵Ⅰ～Ⅲ型等导弹的燃气舵。 但其高密度(19.3g/cm3)不利于其在航空航天领域的广泛应用。 为了减轻纯钨结构材料的重量，可在钨中添加碳化物颗粒(如ZrC和TiC颗粒)，并 能显著提高其力学性能和抗烧蚀性能。 为了进一步提高钨用作发动机喉衬的材料性能，在钨制件中渗入Cu，高温下W渗 Cu材料中通过Cu挥发带走热量，降低W表面温度，Cu起着发汗剂的作用，把钨的 抗烧蚀性能提高到一个新的水平。钨渗铜可在总温高达3590℃的两相流中长期工 作，不过，其机械强度会随着温度的升高而逐步下降。
超高温材料的分类
从用途方面划分，超高温材料主要包括超高温结构材料及超高温防护材 料两大类。 超高温结构材料除了要求材料的高温抗烧蚀、抗氧化性能外，还要求材 料具有良好的高温力学等综合性能；超高温防护材料对高温抗氧化性能、 高温力学性能等有要求之外，还要求具有良好的隔热性能等。
超高温材料与高温材料的区别
超高温环境 4
从航空发动机技术发展现状和趋势看，世界航空发动机技术正呈现出一 种加速发展的态势，推重比为15-20级更先进的发动机研究计划正在进行， 预计将于2020年左右研制成功，并将与第五代战斗机配套使用。随着飞 机的航程和飞机速度的提高，对飞机的推力、推重比的要求也越来越大， 而导致了发动机的压力比、进口温度、燃烧室温度以及转速也都大大提 高。推重比为10的一级加力式涡轮发动机的最大进口温度可达1580℃以 上，先进航空发动机的涡轮进口温度已超过1650℃，未来推重比15以上 的航空发动机的进口温度将超过1977℃。目前，就航空发动机的材料而 言，金属材料的使用温度已接近其极限，需要探索超高温材料。
超高温环境 3
固体火箭的工作环境十分恶劣、加力燃烧室喷管、喉衬、涡轮叶片、导 向叶片、燃气轮机等部件都与高温材料有着密切的关系。随着固体火箭 效率的提高，对发动机喷管、喉衬和其它热端部件等所使用的高温材料 提出了更迫切的要求。火箭喷管是燃料燃烧产生的热能在排气口喷嘴转 变成具有强大推动力的动能所必须的关键部件。喷管材料必须经受住： ①2000℃～3500℃的高温；②灼热表面的超高速加热的热冲击；③高热 梯度引起的热应力；④高压力；⑤连续数分钟暴露在高速腐蚀性气体中 等苛刻的工作条件。