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摘要：航空发动机的核心机工作条件极度恶劣，尤其高压涡轮转子的部件烧蚀严重，为提高航空发动机的推重比、效率和可靠性，急需进行耐高温材料的研究和发展，如高温合金、钛合金材料、陶瓷基复合材料（CMC）等。本文详述了常见的耐高温材料的性能以及在航空发动机上的应用现状，对今后耐高温材料在航空发动机上的应用发展前景进行了展望。
Abstract： The working conditions of the core engine of aero-engines are extremely bad， especially the parts of high-pressure turbine rotors are severely ablated. In order to improve the thrust-to-weight ratio， efficiency and reliability of aero-engines， research and development of high-temperature resistant materials such as high-temperature alloys and titanium are urgently needed. Alloy materials， ceramic matrix composite materials （CMC）， etc. This article details the performance of common high-temperature resistant materials and their application status in aero-engines， and prospects the application and development prospects of high-temperature resistant materials in aero-engines in the future.
关键词： 耐高温材料;航空发动机;研究进展
Key words： high temperature resistant materials;aero-engine;research progress
中图分类号：V263.5 文献标识码：A 文章編号：1674-957X（2021）18-0055-02
0 引言
航空发动机产业是国防科技战略的核心产业，也是民用航空产业的基石。自1903年机械师布朗研制的航空活塞发动机应用于莱特兄弟的飞机以来，航空发动机经历了飞跃式的发展，在推重比、增压比、涡轮前进口温度、热效率和可靠性等方面都发展到了较高的水平。第四代以后的航空发动机，要求更高的发动机推重比和热效率，这就要提高涡轮叶片的耐高温性能，从而提升涡轮前进口温度。传统的耐高温材料通常为高温合金、难熔金属等金属材质且已接近其性能极限，新型航空发动的研制对材料耐高温性提出更高要求，这就需要摆脱传统材料的束缚，寻找轻质、耐高温、高强度、高可靠性的新型材料。
1 耐高温材料性能及其应用
1.1 难熔金属及合金材料 高熔点金属（W、Re、Nb、Mo等）及其合金可承受高于2100℃高温，并且具有良好耐磨性和耐腐蚀等优点而成为最早应用于航空发动机的耐高温材料之一。难熔金属的物理性质存在差异，在高温环境下的表现也不尽相同，表1[1]列出了目前常见的可在高温条件下使用的材料。由表中数据可以直观看出钨（W）的熔点和沸点最高，其耐热性相比其他金属也最好，同时具有较好的抗氧化性、耐磨性，是许多热强合金的重要组成部分。但是钨金属本身的密度较大，低温强度低等缺点限制了其在航空发动机的其他部件中的应用。但是通过合金化处理，可以显著提高其高、低温环境中的表现，从而增加其应用的范围。通过加入能产生固溶体的合金元素或者弥散强化，可以制成高强度钨，同时使原材料具有更好的抗氧化性和加工性能。GE将钨铜合金应用于航空发动机的热端部件，可以有效降低热端部件的钨的受热程度。这种钨铜合金采用粉末冶金方法制取，当燃烧室的混合气体点燃产生高温燃气，足以使得钨铜合金中的铜迅速升华带走大部分热量，从而降低合金的温度，起到发汗冷却作用[2]，提高部件的耐高温性能和加工性能。通过向钨（W）中掺杂铼（Re）可以增强钨（W）的物理性质，提高其低温加工性能和高温稳定性，从而提高合金的低温可塑性，增加抗疲劳性能，在各类航空发动机中都有广泛应用。在难熔金属中，铼（Re）的综合性能全面，各项性能较为优异，由表中数据可知，铼（Re）的熔点和沸点都较高，仅低于钨（W），耐高温，耐高强度摩擦，同时耐高温腐蚀，是航空发动机研制中重要的选材。但是铼（Re）的产量较低，使用成本高，基本被几大发动机制造商瓜分。以2006年铼（Re）的消耗分布为例，通用（Ge）使用量占28%，普拉特惠特尼（PW）使用量占12%，劳斯莱斯（R-R）使用量占28%，均用于制造高温合金。同时，铼（Re）本身抗氧化性能较差[3]，这些因素限制了铼（Re）的推广使用。可以使用铱（Ir）来提高其抗氧化性。由表中数据可以看出，铱（Ir）的熔点为2410℃，抗氧化能力较强，且铱（Ir）与铼（Re）的热膨胀率相近，非常适合作为铼（Re）的外表涂层，既提高了其抗氧化性能，又保证其在高温环境的可靠性和耐高温性。由表中数据可知，钼（Mo）和铌（Nb）的密度最低，且二者熔点相近切居中，适合作为优先考虑重量的航空航天原件的材料，但钼（Mo）的延展性较差，限制其使用。铌（Nb）的抗氧化性较差，需要添加表面涂层。难熔金属作为耐高温材料使用有其独特的优点，如塑性好、耐高温、耐磨等，但普遍存在抗氧化能力差、成本较高、资源紧缺等问题，限制了其在未来航空发动机研制中的应用与发展。但是难熔合金以及与陶瓷材料组成的陶瓷基耐高温材料具有优异的特性，是今后难熔金属作为耐高温材料的发展方向。 1.2 碳/碳复合材料 碳/碳复合材料（以下称C/C复合材料）是指以碳做基体，由碳纤维增强的复合材料。C/C复合材料的制备过程中，先将碳纤维通过编制、产套等方式制成与产品形状相似的增强体坯件，再将碳源物质导入碳纤维坯件中，通过加热使其碳化形成碳基体。C/C复合材料性能优异，密度较低、热膨胀率较小、比模量高、比强度高、耐烧蚀、耐摩性好。但是C/C材料的抗氧化性能较差，在氧化环境中400℃以上即会发生氧化反应，从而降低其性能，500℃以上则会燃烧，使材料彻底损坏，丧失其作用。可通過改善基体或表面涂层的方法来提高其抗氧化性。采用浸渍料浆法改良机体，可制成含SiC、WC、TaC等的耐烧蚀、耐高温氧化的C/C复合材料;采用含有TiC、HfC、HfB2等的涂层可提高C/C复合材料1600℃以下抗氧化性[4]。由于氧化物涂层在高温中更易分解、气化，其只能起到短时间的保护作用。
改进后的C/C复合材料原有性能不变，同时解决了其耐氧化性差的缺点，有利于减轻航空发动机的重量，提高涡轮前温度，从而提高航空发动机推重比和效率。发达国家已经进行了C/C复合材料的研制，且已在航空发动机的部件进行应用和推广并取得较好的表现：美国F100航空发动机的喷嘴和加力燃烧室喷管采用了C/C复合材料;此外，俄、法、德等国也大力发展C/C复合材料，已经制成C/C复合材料的涡轮转子外环、喷油管等[5]。
1.3 陶瓷基复合材料 传统的陶瓷材料耐高温、密度小、硬度高，但是其塑性差，在高温环境下，会出现开裂、脆性变大等现象。为解决这些问题，材料学家研制出陶瓷基复合材料（CMC），其通过高弹性、高强度的纤维与成分相近的基体复合，增强其高温环境下的强度和抗热震性，对于提高航空发动机的推重比有很重要的意义。目前应用最为成熟的是碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-SiC），其发展水平代表着一个国家的航空航天技术水平。目前仅美、德、法、日等国家都在大力发展并掌握着CMC-SiC产业化技术，并以及应用于航空发动机的核心机部分。日本采用CMC-SiC材料研制了航空发动机涡轮外环，零件的重量较轻、耐磨性好、耐烧蚀;Trent800发动机中涡轮外环采用CMC-SiC材质，减少了冷却空气的需求量，提高其工作温度和使用寿命;GE与R-R公司联合研制了CMC-SiC涡轮导向叶片，并应用于F-35战机，使得发动机油耗明显降低[6];美国F414发动机燃烧室采用CMC-SiC材料，提高了燃烧室耐高温性，使得燃烧室所需冷却空气减少，提高了工作温度和使用寿命;CMC-SIC对于追求高推重比的发动机意义重大。
我国陶瓷基复合材料的研制尚处于发展阶段，与发达国家的水平差距较大，CMC的技术尚未成熟，无法应用于航空发动机热端应用。为减少与国外CMC研制水平的差距，我国应重视CMC的研究，借鉴国外的发展经验，完善CMC配套产业技术联盟，努力建成“材料-工艺-设计”一体化专业能力[7]，借助中商发、中航发等公司促进陶瓷基复合材料在航空发动机中的应用，提高发动机性能，与先进国家生产的CMC构件相竞争，不断提高自己的水平与实力。
1.4 高温涂层材料 除了在热端部件中使用难熔金属、复合材料等方法以外，在高温部件表面使用涂层材料也可以提高其抗高温氧化、抗高温热腐蚀、抗热震等性能，提高航空发动机的可靠性，延长其使用寿命。目前正在使用的高温涂层材料有铝化物，MCrAlY（M=Ni，CoNiCo），以及陶瓷涂层等，相关信息如表2所示[8]。铝化物涂层采用高温渗透技术[9]，将铝元素渗透至基体材料中，在高温工作环境中氧化形成保护层，从而阻止基体材料的进一步氧化和热蚀。MCrAlY和陶瓷涂层为典型的包覆涂层结构，在合金外表面形成氧化物保护膜，将合金与高温燃气隔离，提高其耐热性并降低合金氧化速度[10]。
2 结语
随着航空业的发展，对航空发动机推重比以及热端部件高温工作可靠性和效率的极致追求，对耐高温材料的性能提出更高的要求。本文提到的碳/碳复合材料、陶瓷基复合材料以及耐高温涂层等在高温条件下各项性能表现优异。由于传统难熔合金材料在航空发动机中服役时间较长，性能不断改进，目前耐高温复合材料仍未能完全取代传统难熔金属合金，在航空发动机中的应用有限。但随着科技进步以及发动机性能参数的不断提升之需要，耐高温复合材料在航空发动机的应用是必然趋势，我国应抓住此次发展时机，在耐高温材料领域取得更大的突破。
参考文献：
[1]张勇，何新坡，曲选辉，段柏华.超高温材料的研究进展及应用[A].材料导报，2007.
[2]王零森.钨基复合材料自发汗冷却机理研究[J].中南矿冶学院学报，1983.
[3]Sherman A J.et al. Impact of the mechanical properties of rhenium on structural design[C]//TMS Annual Meeting， Rhenium and rhenium Alloys，1997：291.
[4]任学佑，马福康.C/C复合材料的发展前景[J].材料导报，1996（2）：72.
[5]李贺军，罗瑞盈，杨峥.碳/碳复合材料在航空领域的应用研究现状[J].材料工程，1997（8）：8-10.
[6]Ralf Riedel， I-Wei Chen. Ceramics Science and Technology Volume 4：Applications. Wiley-VCH， Weinheim，Germany， 2013：172-178.
[7]高铁，洪智亮，杨娟.商用航空发动机陶瓷基复合材料部件的研发应用及展望[A].航空制造技术，2014.
[8]陈孟成，霍晓，高阳，等.高温涂层的研究和发展[J].材料工程，1999（6）：40-42.
[9]张鹏，朱强，秦贺勇，沈文涛.航空发动机用耐高温材料的研究进展[A].材料导报，2014.
[10]姚明明，缑英俊，何业东.高温防护涂层研究进展[J].中国粉体技术，2005（3）：32.
Abstract： The working conditions of the core engine of aero-engines are extremely bad， especially the parts of high-pressure turbine rotors are severely ablated. In order to improve the thrust-to-weight ratio， efficiency and reliability of aero-engines， research and development of high-temperature resistant materials such as high-temperature alloys and titanium are urgently needed. Alloy materials， ceramic matrix composite materials （CMC）， etc. This article details the performance of common high-temperature resistant materials and their application status in aero-engines， and prospects the application and development prospects of high-temperature resistant materials in aero-engines in the future.
关键词： 耐高温材料;航空发动机;研究进展
Key words： high temperature resistant materials;aero-engine;research progress
中图分类号：V263.5 文献标识码：A 文章編号：1674-957X（2021）18-0055-02
0 引言
航空发动机产业是国防科技战略的核心产业，也是民用航空产业的基石。自1903年机械师布朗研制的航空活塞发动机应用于莱特兄弟的飞机以来，航空发动机经历了飞跃式的发展，在推重比、增压比、涡轮前进口温度、热效率和可靠性等方面都发展到了较高的水平。第四代以后的航空发动机，要求更高的发动机推重比和热效率，这就要提高涡轮叶片的耐高温性能，从而提升涡轮前进口温度。传统的耐高温材料通常为高温合金、难熔金属等金属材质且已接近其性能极限，新型航空发动的研制对材料耐高温性提出更高要求，这就需要摆脱传统材料的束缚，寻找轻质、耐高温、高强度、高可靠性的新型材料。
1 耐高温材料性能及其应用
1.1 难熔金属及合金材料 高熔点金属（W、Re、Nb、Mo等）及其合金可承受高于2100℃高温，并且具有良好耐磨性和耐腐蚀等优点而成为最早应用于航空发动机的耐高温材料之一。难熔金属的物理性质存在差异，在高温环境下的表现也不尽相同，表1[1]列出了目前常见的可在高温条件下使用的材料。由表中数据可以直观看出钨（W）的熔点和沸点最高，其耐热性相比其他金属也最好，同时具有较好的抗氧化性、耐磨性，是许多热强合金的重要组成部分。但是钨金属本身的密度较大，低温强度低等缺点限制了其在航空发动机的其他部件中的应用。但是通过合金化处理，可以显著提高其高、低温环境中的表现，从而增加其应用的范围。通过加入能产生固溶体的合金元素或者弥散强化，可以制成高强度钨，同时使原材料具有更好的抗氧化性和加工性能。GE将钨铜合金应用于航空发动机的热端部件，可以有效降低热端部件的钨的受热程度。这种钨铜合金采用粉末冶金方法制取，当燃烧室的混合气体点燃产生高温燃气，足以使得钨铜合金中的铜迅速升华带走大部分热量，从而降低合金的温度，起到发汗冷却作用[2]，提高部件的耐高温性能和加工性能。通过向钨（W）中掺杂铼（Re）可以增强钨（W）的物理性质，提高其低温加工性能和高温稳定性，从而提高合金的低温可塑性，增加抗疲劳性能，在各类航空发动机中都有广泛应用。在难熔金属中，铼（Re）的综合性能全面，各项性能较为优异，由表中数据可知，铼（Re）的熔点和沸点都较高，仅低于钨（W），耐高温，耐高强度摩擦，同时耐高温腐蚀，是航空发动机研制中重要的选材。但是铼（Re）的产量较低，使用成本高，基本被几大发动机制造商瓜分。以2006年铼（Re）的消耗分布为例，通用（Ge）使用量占28%，普拉特惠特尼（PW）使用量占12%，劳斯莱斯（R-R）使用量占28%，均用于制造高温合金。同时，铼（Re）本身抗氧化性能较差[3]，这些因素限制了铼（Re）的推广使用。可以使用铱（Ir）来提高其抗氧化性。由表中数据可以看出，铱（Ir）的熔点为2410℃，抗氧化能力较强，且铱（Ir）与铼（Re）的热膨胀率相近，非常适合作为铼（Re）的外表涂层，既提高了其抗氧化性能，又保证其在高温环境的可靠性和耐高温性。由表中数据可知，钼（Mo）和铌（Nb）的密度最低，且二者熔点相近切居中，适合作为优先考虑重量的航空航天原件的材料，但钼（Mo）的延展性较差，限制其使用。铌（Nb）的抗氧化性较差，需要添加表面涂层。难熔金属作为耐高温材料使用有其独特的优点，如塑性好、耐高温、耐磨等，但普遍存在抗氧化能力差、成本较高、资源紧缺等问题，限制了其在未来航空发动机研制中的应用与发展。但是难熔合金以及与陶瓷材料组成的陶瓷基耐高温材料具有优异的特性，是今后难熔金属作为耐高温材料的发展方向。 1.2 碳/碳复合材料 碳/碳复合材料（以下称C/C复合材料）是指以碳做基体，由碳纤维增强的复合材料。C/C复合材料的制备过程中，先将碳纤维通过编制、产套等方式制成与产品形状相似的增强体坯件，再将碳源物质导入碳纤维坯件中，通过加热使其碳化形成碳基体。C/C复合材料性能优异，密度较低、热膨胀率较小、比模量高、比强度高、耐烧蚀、耐摩性好。但是C/C材料的抗氧化性能较差，在氧化环境中400℃以上即会发生氧化反应，从而降低其性能，500℃以上则会燃烧，使材料彻底损坏，丧失其作用。可通過改善基体或表面涂层的方法来提高其抗氧化性。采用浸渍料浆法改良机体，可制成含SiC、WC、TaC等的耐烧蚀、耐高温氧化的C/C复合材料;采用含有TiC、HfC、HfB2等的涂层可提高C/C复合材料1600℃以下抗氧化性[4]。由于氧化物涂层在高温中更易分解、气化，其只能起到短时间的保护作用。
改进后的C/C复合材料原有性能不变，同时解决了其耐氧化性差的缺点，有利于减轻航空发动机的重量，提高涡轮前温度，从而提高航空发动机推重比和效率。发达国家已经进行了C/C复合材料的研制，且已在航空发动机的部件进行应用和推广并取得较好的表现：美国F100航空发动机的喷嘴和加力燃烧室喷管采用了C/C复合材料;此外，俄、法、德等国也大力发展C/C复合材料，已经制成C/C复合材料的涡轮转子外环、喷油管等[5]。
1.3 陶瓷基复合材料 传统的陶瓷材料耐高温、密度小、硬度高，但是其塑性差，在高温环境下，会出现开裂、脆性变大等现象。为解决这些问题，材料学家研制出陶瓷基复合材料（CMC），其通过高弹性、高强度的纤维与成分相近的基体复合，增强其高温环境下的强度和抗热震性，对于提高航空发动机的推重比有很重要的意义。目前应用最为成熟的是碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-SiC），其发展水平代表着一个国家的航空航天技术水平。目前仅美、德、法、日等国家都在大力发展并掌握着CMC-SiC产业化技术，并以及应用于航空发动机的核心机部分。日本采用CMC-SiC材料研制了航空发动机涡轮外环，零件的重量较轻、耐磨性好、耐烧蚀;Trent800发动机中涡轮外环采用CMC-SiC材质，减少了冷却空气的需求量，提高其工作温度和使用寿命;GE与R-R公司联合研制了CMC-SiC涡轮导向叶片，并应用于F-35战机，使得发动机油耗明显降低[6];美国F414发动机燃烧室采用CMC-SiC材料，提高了燃烧室耐高温性，使得燃烧室所需冷却空气减少，提高了工作温度和使用寿命;CMC-SIC对于追求高推重比的发动机意义重大。
我国陶瓷基复合材料的研制尚处于发展阶段，与发达国家的水平差距较大，CMC的技术尚未成熟，无法应用于航空发动机热端应用。为减少与国外CMC研制水平的差距，我国应重视CMC的研究，借鉴国外的发展经验，完善CMC配套产业技术联盟，努力建成“材料-工艺-设计”一体化专业能力[7]，借助中商发、中航发等公司促进陶瓷基复合材料在航空发动机中的应用，提高发动机性能，与先进国家生产的CMC构件相竞争，不断提高自己的水平与实力。
1.4 高温涂层材料 除了在热端部件中使用难熔金属、复合材料等方法以外，在高温部件表面使用涂层材料也可以提高其抗高温氧化、抗高温热腐蚀、抗热震等性能，提高航空发动机的可靠性，延长其使用寿命。目前正在使用的高温涂层材料有铝化物，MCrAlY（M=Ni，CoNiCo），以及陶瓷涂层等，相关信息如表2所示[8]。铝化物涂层采用高温渗透技术[9]，将铝元素渗透至基体材料中，在高温工作环境中氧化形成保护层，从而阻止基体材料的进一步氧化和热蚀。MCrAlY和陶瓷涂层为典型的包覆涂层结构，在合金外表面形成氧化物保护膜，将合金与高温燃气隔离，提高其耐热性并降低合金氧化速度[10]。
2 结语
随着航空业的发展，对航空发动机推重比以及热端部件高温工作可靠性和效率的极致追求，对耐高温材料的性能提出更高的要求。本文提到的碳/碳复合材料、陶瓷基复合材料以及耐高温涂层等在高温条件下各项性能表现优异。由于传统难熔合金材料在航空发动机中服役时间较长，性能不断改进，目前耐高温复合材料仍未能完全取代传统难熔金属合金，在航空发动机中的应用有限。但随着科技进步以及发动机性能参数的不断提升之需要，耐高温复合材料在航空发动机的应用是必然趋势，我国应抓住此次发展时机，在耐高温材料领域取得更大的突破。
参考文献：
[1]张勇，何新坡，曲选辉，段柏华.超高温材料的研究进展及应用[A].材料导报，2007.
[2]王零森.钨基复合材料自发汗冷却机理研究[J].中南矿冶学院学报，1983.
[3]Sherman A J.et al. Impact of the mechanical properties of rhenium on structural design[C]//TMS Annual Meeting， Rhenium and rhenium Alloys，1997：291.
[4]任学佑，马福康.C/C复合材料的发展前景[J].材料导报，1996（2）：72.
[5]李贺军，罗瑞盈，杨峥.碳/碳复合材料在航空领域的应用研究现状[J].材料工程，1997（8）：8-10.
[6]Ralf Riedel， I-Wei Chen. Ceramics Science and Technology Volume 4：Applications. Wiley-VCH， Weinheim，Germany， 2013：172-178.
[7]高铁，洪智亮，杨娟.商用航空发动机陶瓷基复合材料部件的研发应用及展望[A].航空制造技术，2014.
[8]陈孟成，霍晓，高阳，等.高温涂层的研究和发展[J].材料工程，1999（6）：40-42.
[9]张鹏，朱强，秦贺勇，沈文涛.航空发动机用耐高温材料的研究进展[A].材料导报，2014.
[10]姚明明，缑英俊，何业东.高温防护涂层研究进展[J].中国粉体技术，2005（3）：32.