高温结构材料

高温结构材料
英文名称；high temperature structure material
检索词：结构材料；高温结构材料
技术类别：先进材料技术;复合材料;结构材料;
[定义]
高温环境条件下，使用的结构材料。

先进的高温结构材料主要包括先进的高温合金、金属间化合物、金属基复合材料、陶瓷及陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等。

[相关技术]合金；金属间化合物；金属基复合材料；陶瓷基复合材料；碳/碳复合材料
[技术难点]
[国外概况]
1.高温合金
高温合金是随着航空航天技术的发展需要而发展起来的一种高温结构材料，经过几十年的发展，各国均建立了各自的高温合金系列，主要用于发动机的涡轮叶片、涡轮盘和燃烧室等。

目前，高温合金仍在航空、航天发动机材料中扮演主要角色，在航空发动机中用量约占55%左右。

从发展现状来看，高温合金已从传统铸造多晶高温合金、定向凝固柱晶高温合金和变形高温合金向单晶合金、机械合金化高温合金、粉末冶金高温合金和细晶铸造合金等发展。

美国和欧洲受其航空航天工业的推动，在高温合金领域居世界领先水平。

日本最近完成了国家规模的发展高温合金计划，重点是发展单晶高温合金，并将其用于航空航天工业。

音晶合金至今已发展到第三代产品，主要运载发动机涡轮叶片。

如美国的Rene N6和CMSX-10，其铼的含量高达6%，难熔元素的总含量(Re、Ta、W、Mo)高达20%，CMSX-10蠕变强度是现有单晶合金和镍基合金中最高的，使用温度比第二代产品Rene N5和CMSX-4约高30℃，达到了1100℃。

目前正在设计具有更高强度的CMSX-10+合金。

日本研制的单晶合金TMS26的耐热温度比第二代产品PW1484高37℃。

迄今，世界上单晶合金的最高性能可达1125℃、140MPa和100h。

预计本世纪末，航空航天发动机的涡轮叶片应将主要采用单晶合金。

最近，法国为火箭发动机涡轮泵研制了一种耐氢的镍铁合金THYMONE8叶片，在氢脆环境下具有高的疲劳性能。

〔5.6〕
机械合金化高温合金是靠添加少量氧化物弥散质点强化，用机械合金化方法制备的高温合金，主要用于制造燃烧室和涡轮叶片等，主要产品有英国的MA754、MA600、MA956和MA957等，新型合金有RSR185、RSR143等，使用温度远高于定向凝固柱晶合金。

但要取代单晶叶片、尚需改进其成型和涂层工艺。

粉末高温合金主要用于航空航天发动机涡轮盘，至少粉末涡轮盘合金已发展到第三代双性能组合盘，如美国的AF115+MERL76组合盘，AF115合金为高温抗蠕变合金，用于高温区，MERL76为高强度合金用于中低温区，已在90年代用于高性能发动机F-119上，1995美国将双合金涡轮盘转移到IHPTET的第2阶段。

俄国在米格29和31等多种发动机上使用粉末高温合金、目前大量使用的是第一代合金，使用温度在700℃，正在研制第二代产品，使用温度为750℃。

〔7〕
2.金属间化合物
金属间化合物是近年来各国均非常重视发展的一种理想的高温结构材料。

美国在1996年国防部关键技术计划和1995国家关键技术计划中均将其列为关键材料之一。

德国和日本等国也有相应的计划。

美国是第一个对金属间化合物燃气轮机涡轮叶片进行试验的国家，在该技术领域居领先地位，而德国、法国和日本主要工作集中在金属间化合物的研究上，而不是应用上。

金属间化合物的主要特点是耐高温、比强度高和优异的抗氧化性和耐疲劳性。

当
前，国外开发和应用研究重点材料有Ti23Al、TiAl、Ni3Al、NiAl、Fe3Al、FeAl和MoSi2等，近年来在Ti3Al和Ni3Al的研制方面取得突破性进展，这两种材料已进入应用阶段。

在NiAl、TiAl研究方面也有所突破，正在进行某些应用关键技术研究，可望取得应用成果。

〔2.4〕Ti3Al的最高使用温度达816℃，可用于制造发动机涡轮支承环、叶片、盘和喷管等零件。

目前Ti3Al已开始进入应用阶段，美国Timet、G.E公司和麦道公司已制成了多种发动机构件，并成功的通过各种试车试验，首先在航空涡轮发动机上得到应用，并拟在IHPTET、NASP 等多种计划中采用。

目前批量生产的Ti3Al有两种成分：Ti-21Nb-14Al-3.5V-2Mo，其中以Ti-21Nb-14Al作为基体的复合材料也受到极大重视。

最新研究已使其室温性提高7%，最近美国已研制出一种性能优于Ti3Al的Ti2AlNb，可望用于650℃以下的飞机涡轮。

TiAl是近年来研究的热点材料，其密度仅为3.98g/cm3，使用温度可达982～1038℃，但缺点是室温塑性低，研制的目标是取代IN738LC合金。

迄今，美国已研制出第二代TiAl，如快速凝固锻造Ti-48Al-2Cr-2Nb，铸造Ti-47Al-2Cr-2Nb和铸造XD Ti-(45-47)Al-2Mn-2Nb-0.8(V ol%)TiB2等。

1993年和1994年美国GE公司对由Ti-47Al-2Cr-2Nb制造的叶片，进行了1500次飞行循环模拟的成功试验，是该材料的一个里程碑，为其向实用化迈进提供了重要的依据，采用超塑成型工艺，可制造各种复杂形状的零件。

Ti-48Al具有良好的塑性、强度、抗氧化性，已达到工业规模，可在700-850℃应用。

最近，日本研制成功了一种含M和TiAl，室温延伸率可达3%。

〔8〕
Ni3Al由于添加硼和引入高温强化相，已使其延伸率达到35%，已进入工业实用化阶段，主要品种有美国的DSNX188和K101B，俄国的BKHA-4H。

主要用于汽轮机部件和航空航天紧固件等，日本在Ni3Al中加入0.02～0.05wt%硼，使其室温延伸率达40～50%。

NiAl合金密度低(5.9g/cm3)，熔点高，导热性好，抗氧化性好，使用温度可达1100～1200℃，是制造涡轮叶片的理想材料，它可使涡轮转子减重40%，研究目标是替代Rene 80合金(8.7g/cm3)，目前研究的困难是室温塑性低于2%和高温强度低，不具实用价值，需要突破关键技术。

GE公司研究认为NiAl+Heuster制成单晶可达到Rene'80合金的水平。

在NiAl 中添加高温强化相1100～1200℃的实用材料。

美国拟在1995年进行1100℃单晶NiAl涡轮叶片的发动机试车。

〔9〕
金属间化合物存在的主要问题仍然是低温脆性和高温强度偏低，目前解决这两个问题的主要途径是合金化和复合化，今后需要进一步突破这两项关键技术。

美国在1996年的国防部国防技术领域计划中要求在2000年，用金属间化合物替代镍基高温合金，力求使发动机部件的重量减轻40%。

3.陶瓷结构材料及其复合材料
高温结构陶瓷是唯一可在1650℃以上工作，具有比金属更高的强度和耐腐蚀性能的低密度材料。

它用于先进涡轮发动机可以提高发动机的效率，减少或取消发动机冷却系统，节省能源，同时减轻总重量，是理想的高温结构材料。

近年来，各国相继制定了有关高温结构陶瓷研制和发展计划，并取得可喜进展。

〔10、11〕
近年来，单体结构陶瓷研究的重点材料包括氮化硅(Si3N4)、碳化硅(SiC)和氧化锆(ZrO2)等。

与传统的氧化物和硼化物相比，它们具有较高强度、较高的热震抗力和较高的可靠性。

并且能够制造出复杂形状的零件，美国在一些航空发动机如AGT101的转子、静子和燃烧器等方面使用了陶瓷材料，如反应烧结Si3N4、无压烧结SiC、反应烧结SiC,最高温度达1371℃。

在MIAI坦克上的烯气轮机上采用陶瓷涡轮叶片，使发动机工作温度提高到1200℃，热效率提高45%，节省燃料30%，并提高了坦克的机动性能。

俄罗斯在燃气发动机上的转子叶片、透平盘和燃烧室等部件上使用了反应烧结SiC和Si3N4，最高温度达1400℃，在1400℃的抗弯强度为300～700MPa，断裂韧性为3～7MPa.m1/2。

陶瓷材料发展的下一个目标是使用温度达1600℃，更远的目标是1800℃。

日本非常重视陶瓷纤维和粉末的研究，居
世界领先水平，采用粉浆烧注和气压烧结法制备的Si3N4的弯曲强度700MPa,K1c约为8MPa.m1/2，在1400℃下保持相当的强度和韧性，并具有优异的抗热震性能和抗氧化性能。

目前高温结构陶瓷材料存在的主要总理是其具有的脆性、成本高和加工困难。

研究重点是增韧、超塑性、热稳定性和高可靠性等。

发展方向是采用CVI技术和纳米技术制造高性能陶瓷。

陶瓷发动机的实用化目标已越来越近，预计2000年陶瓷材料将占涡轮发动机重量的3%。

最近，美国采用激光法合成新型超精细Si3N4和SiC粉末，是研制全陶瓷发动机的理想材料。

陶瓷基复合材料的重点是连续纤维增强的复合材料。

当未来发动机的推重比为10时，涡轮部件的工作温度将达1650℃，矢量喷管温度高达1700～1800℃。

所能选择的材料只有高温低密度的陶瓷基复合材料和碳/碳复合材料。

美国在陶瓷基复合材料的研究和应用方面具很强的实力，美国的IHPTET、HITEP和NASP计划中研制陶瓷基复合材料的目标是用于制造1650℃的军用和民用发动机，1995年完成了对1538℃陶瓷纤维的可行性论证，用于F100发动机喷管，在2005年对不带冷却系统而能在1538℃工作的陶瓷基复合材料部件进行试验。

在国防高级研究计划(DARDA)中，要求1997年研制出1538～1650℃用陶瓷基复合材料，并希望得到商品级纤维。

技术指标是1600℃下弯曲强度大于150Mpa，蠕变速率小于10-8/S,K 1c大于10MPa.m1/2,氧化厚度10μm2/h,SiCf/SiC的室温弯曲强度达350～750MPa,K1c=18MPa.m1/2，1600℃氧化速率小于10μm2/h，有希望成为1550～1650℃下应用的材料。

法国在陶瓷基复合材料的研究和应用方面处于世界领先水平。

它首先将陶瓷基复合材料用于Rafale飞机的M-88燃气涡轮发动机喷嘴阀。

SEP公司采用CVI工艺研制的2D SiCf/SiC 的纤维含量60%，密度小于2.4g/cm3，室温抗拉强度为300MPa，1400℃下的弯曲强度为250MPa，K1c=25MPa.m1/2，2D C/SiC的室温强度为400MPa，K1c=25MPa.m1/2。

俄罗斯已制成K1c达35MPa.m1/2的陶瓷基复合材料。

今后，陶瓷基复合材料研究的方向是提高材料的断裂韧性，要求K1c达到15MPa.m1/2。

SiCf/SiC和SiCf/Si3N4是发展1600℃以上应用的最有希望的材料，因为其表面能产生SiO2层，而不考虑涂层。

重点是发展梯度功能材料和纳米材料。

4.金属基复合材料
高温金属基复合材料是发动机和超高音速飞机机体的理想高温结构材料，被列为美国国防关键技术和国家关键技术计划中的关键材料之一，金属基复合材料在喷气发动机涡轮盘上具有可观的应用前景，它可使发动机部件减重达50%，最近美国和英国已着手开展将金属基复合材料用于喷气发动机上的工作。

高温金属基复合材料主要有钛基、金属间化合物基、高温合金基和难熔金属基复合材料。

美国计划在2000年将871℃的钛基复合材料用于IHPTEP计划的第3阶段，在2005年开发出用于超高音速飞机机体耐871℃高温的钛基复合材料SiC/Ti，惠普公司拟将SiCf/B-21S用于涡轮发动机，已对该材料进行了评估。

美国最近还研制了一种B4C-B纤维/铁基高温合金复合材料，其871℃，460MPa的持久寿命比CMRS-2提高30%，比强度提高一倍，使叶片减重40%。

〔1〕
5.碳/碳复合材料
碳/碳复合材料(C/C)是高推重比(20～30)燃气涡轮发动机用热
高温结构材料是各类武器系统如军用战斗机、新型航天飞机、战略和战术导弹、军用卫星、新型舰艇和坦克推进系统的基础和核心材料，未来武器系统的发展需要更加先进的发动机系统，先进的高温结构材料能够提供更高的推阻比、更高的起飞重量比和更高的燃烧效率。

[影响]
高温结构材料是各类武器系统如军用战斗机、新型航天飞机、战略和战术导弹、军用卫星、新型舰艇和坦克推进系统的基础和核心材料，未来武器系统的发展需要更加先进的发动机系统，先进的高温结构材料能够提供更高的推阻比、更高的起飞重量比和更高的燃烧效率。

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提供单位：中国国防科技信息中心
责任者：卢亮
数据采集时间：1999.08
参考文献：
1.gif《美国国家关键技术计划》(1992年出版)，第24～40页。

2.gif Nelson,H G,"A Challenge to Materials:Advanced Hypersonic Flight Hydrogen and High Temperature Materials",Processing,Fabrication & Application of Advanced Composites,1993,8.p11～20.
〔3〕周瑞发，"新一代武器装备高速度、高精度和高威慑力要求的军用新材料"，《军用新材料技术》，1996年，第22～29页。

〔4〕James C.Chesnutt,"Tianium Intermetallics-Present and Future",Titanum'95-Science and Technology,Proceedings of thd 8th World Conference on Titanium,1995,10,V ol.1,p.70～79.
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〔6〕周瑞发，"高温结构材料"，《军用新材料技术》，1996年，第80～89页。

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〔8〕Michael P.Brady,"The Oxidation and Protection of Gamma Titanium Alumini
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〔11〕Stanley.R.Levine,"Ceramic and Matrix Composites-Aerospace Potential and Status",AIAA-92-2445-CP,p1942～1947.。