航空发动机叶片材料及制造技术现状

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1、航空发动机叶片材料及制造技 术现状航空发动机叶片材料及制造技术现状在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣 的部位而被列为第一关键件，并被誉为“王冠上的明珠”。涡轮叶片的性能水 平，特别是承温能力，成为一种型号发动机先进程度的重要标志，在一定意义 上，也是一个国家航空工业水平的显著标志【007】。航空发动机不断追求高推重比，使得变形高温合金和铸造高温合金难以满 足其越来越高的温度及性能要求，因而国外自7。年代以来纷纷开始研制新型高 温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的 新材料；单晶高温合金已经发展到了第3代。8O年代，又开始研制了陶瓷叶片

2、材 料，在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。1航空发动机原理简介航空发动机主要分民用和军用两种。图1是普惠公司民用涡轮发动机主要构 件；图2是军用发动机的工作原理示意图；图3是飞机涡轮发动机内的温度、气 流速度和压力分布；图4是罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布；图5为 航空发动机用不同材料用量的发展变化情况。CombustorsHigh Pressure CompressocIIIIIIIhliiiHljVTwin Spool Shaft to Tum the Fan and the CompressorsLow Pressure CompressorFan Air Bypassin

3、g the Jet EngineThrust2-Stage High Prossure Turbine to Turn OuterShaftLow Pressure Turbine to Turn Inner Shafi图1普惠公司民用涡轮发动机主要构件1.SUCKThe engine SUCKS In a Urge volume of dir through the intake. An El200 takes in up to 75 kg s of ir per second.2. SQUEEZEThv if SQUEEZED through a number of ccxnpressor

4、 stages up to 26 times otmosphefic pressure.This is qui valent to reducing the volume of 4r in a squasli ccurr to fit into a family car in just 1S second s.3. BANGIn thombuscfon chamber, fud is mixd with air to produce the BANG - the expansion which forces air into the turbines.In the EI200,the fuel

5、 bums in the combustion chamber at up to 2000 C.The temperature at which metals in this part of the engine start ro melt is 1300 C, io advaiKed cooling Technique, are used.4. BLOWTHq facTlon of expanded gas - the mixture of fuel and air- being forced through the turbines, drives the compressors and

6、BLOWS out of the exhaust nozzle providing the thrust.5. AFTERBURNERIn the EJ200, whkh k a jet engine. additional thrust boast can be delivered by adding extra fuel into the jtpipe and igniting this to produce an even bigger BANG and BLOW thi s is known as the afterburner.图2 EJ200军用飞机涡轮发动机的工作原理图3商用涡轮

7、发动机内的温度、气流速度和压力分布图4罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布S1VW3LLVS(*-Ho由 MUUNOM3图5航空发动机用不同材料用量的变化情况1变形高温合金叶片1.1叶片材料变形高温合金发展有50多年的历史，国内飞机发动机叶片常用变形高温合 金如表1所示。高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高， 但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钻之后，可以改善材料的综合性能和 提高高温组织的稳定性。表1国内飞机叶片用高温合金牌号及其工作温度合金牌号.-一 一合金体系使用温度/c特点及应用GH4169Cr-Ni650热加工性能好，热变形和模锻叶片成形不困难，叶身 变形80

8、%也不开裂。GH4033Cr-Ni750我国航空发动机叶片主要用材，是我国生产和应用时 间最长的叶片材料，其中w(A+Ti)N3.4%，热加工性 能好；其改进型GH4133是当前国内使用最多的材料， 将取代GH4033合金用于叶片.GH4080ACr-Ni800具有良好可锻性，因新型飞机需要，已经获得批量生 产。GH4037Cr-Ni850可锻性好，合金元素较高，固溶强化、沉淀硬化双重 作用，提高了使用温度。GH4049Cr-Ni-Co900是当前工作温度最高和用量最大的叶片用变形高温 合金；GH4105Cr-Ni-Co900热加工性能较差，不能用快锻机开开坯；可用挤压机 开坯或包套轧制。是在

9、新机型定性后，刚刚开始批量 生产的材料。GH4220Cr-Ni-Co950是变形合金中应用温度最高的的叶片材料，采用镁微 合金化强化了晶界，改善了材料的高温拉深塑性和提 高了持久强度。加工性能较差，但可采用包套轧制工 艺生产叶片。不过，随着铸造高温合金和叶片冷却技 术的发展，这种合金被替代，未进行工业化生产.1.2制造技术生产工艺。变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辐压成形的。 模锻叶片主要工艺如下：(1) 镦锻榫头部位；(2) 换模具，模锻叶身。通常分粗锻、精锻两道工序；模锻时，一般要 在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面之阻力，以利于金 属变形流动；(3) 精锻件，机加工成成

10、品；(4) 成品零件消应力退火处理；(5) 表面抛光处理。分电解抛光、机械抛光两种。常见问题。模锻叶片生产中常见问题如下：(1) 钢锭头部切头余量不足，中心亮条缺陷贯穿整个叶片；（2）GH4049合金模锻易出现锻造裂纹；（3）叶片电解抛光中，发生电解损伤，形成晶界腐蚀；（4）GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在 热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。发展趋势。叶片是航空发动机关键零件.它的制造量占整机制造量的三分 之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高 质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。随着数控机床的出现，叶片制造工艺

11、发生重大变化，采用精密数控加工技 术加工的叶片精度高，制造周期短，国内一般612个月（半精加工）；国外一 般36个月（无余量加工）。2铸造高温合金叶片2.1叶片材料半个多世纪来，铸造涡轮叶片的承温能力从1940s年代的750C左右提高到 1990s年代的1700C左右，应该说，这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片 设计和加工以及表面涂层各方面共同发展所作出的共同贡献。【007】叶片用铸造高温合金如表2所示。北京航空材料研究所、钢铁研究总院、沈 阳金属所是铸造高温合金的研制单位。表2国内叶片用铸造高温合金牌号及使用温度合金牌号组织 特征使用温 度/C特点及应用K403:K405:K417G：

12、K418: K423;K441;K4002;K640等轴晶型90010001970s1980s初期；满足了国内航空发动机 叶片生产以铸造代锻造的技术升级需要。DZ4;DZ5;DZ417G;DZ22;DZ125：DZ125L：定向凝固柱晶 型100010501980s1990s研制；使用温度提高约100C；DD3;DD4;DD6单晶型105011001990s 2000，研制；IC6(IC6A);IC10金属间化合物型1100115019952000研制1。2005年，国内在一些新材料（如定向凝固高温合金、单晶高温合金、金属间 化合物基高温合金等）的研制和应用上，也逐步跟上了世界先进水平的步伐。

13、但 是与之相关的材料性能数据较为缺乏，给材料应用、航空发动机选材与设计带 来极大的困难。2.2制造技术研制新型航空发动机是铸造高温合金发展的强大动力，而熔铸工艺的不断 进步则是铸造高温台金发展的坚强后盾。回顾过去的半个世纪，对于高温合金 发展起着重要作用的熔铸工艺的革新有许多，而其中三个事件最为重要：真空 熔炼技术的发明、熔模铸造工艺的发展和定向凝固技术的崛起。真空熔炼技术。真空熔炼可显著降低高温合盒中有害于力学性能的杂质和 气体含量，而且可以精确控制合金成分.使合金性能稳定。熔模铸造工艺。国内外熔模铸造技术的发展使铸造叶片不断进步，从最初 的实心叶片到空心叶片，从有加工余量叶片到无余量叶片，

14、再到定向（单晶）空 心无余量叶片，叶片的外形和内腔也越来越复杂；空心气冷叶片的出现既减轻 了叶片重量，又提高了叶片的承温能力。定向凝固技术。该技术的发展使铸造高温合金承温能力大幅度提高从承温 能力最高的等轴晶合金到最高的第三代单晶合金，其承温能力约提高150C。1990s年代之后，为满足新型发动机之需要，计算机数值模拟在合金成分设 计和铸造工艺过程中的应用日趋增多。在采用整体精密涡轮取代锻件组合工艺中，由于涡轮铸件几何形状复杂， 断面尺寸大，采用普通铸造工艺的铸件，宏观晶粒粗大且不均匀，由此带来组 织及性能的不一致性。此外铸造合金固有的较低屈服强度和疲劳性能，往往不 能满足叶片设计要求。近年来

15、，出现了“细晶铸造工艺”等技术，即利用铸型及 浇铸温度控制、凝固过程中机械电磁叫板、旋转铸造以及加入形核剂等方法， 实现晶粒细化的。美国Howmet公司等用于细晶铸造制造叶片等转动件，常用合金为：In792、 Mar-M247和In713C合金；导向叶片等静止件则多用IN718C、PWA1472、 Rene220、及 R55 合金。3超塑性成形钛合金叶片3.1叶片材料目前，Ti6Al4V和Ti6Al2Sn4Zr2Mo及其他钛合金，是超塑性成形叶片等最 为常用的钛合金。飞机发动机叶片等旋转件用钛合金及其特点如表3所示；罗尔 斯-罗伊斯Trent900用钛合金叶片如图6所示。表3 叶片等旋转件用合

16、金 牌号性能特点使用温度/C:费用Ti 6-4良好的拉伸性能、蠕变强度和疲劳强度高W325C100%Ti 6-2-4-6在高温下有较高的强度W450C160% 170%Ti 6-2-4-2良好的拉伸性能及蠕变强度W540C125% 130%IMI 834拉伸性能、蠕变强度高；疲劳强度一般。W600C380% 400%图6罗尔斯-罗伊斯Trent900用钛合金叶片对于CO2排放及全球石油资源枯竭的担心，促使人们提高飞机效率、降低飞 机重量。尽管复合材料的应用有增长趋势，却有制造费用高、不能回收、高温 性能较差等不足。钛合金仍将是飞机发动机叶片等超塑性成形部件的主要材料。我国耐热钛合金开发和应用方

17、面也落后于其他发达国家，英国的600C高 温钛合金IMI834已正式应用于多种航空发动机，美国的Ti-1100也开始用于 T55-712改型发动机，而我国用于制造压气机盘、叶片的高温钛合金尚正在研 制当中。其它像纤维增强钛基复合材料、抗燃烧钛合金、Ti-Al金属间化合物等 虽都立项开展研究，但离实际应用还有一个过程。3.2制造技术早在1970s，钛合金超塑性成形技术就在美国军用飞机和欧洲协和飞机中得 到了应用。在随后的十年中，又开发了军用飞机骨架和发动机用新型超塑性钛 合金和铝合金。在军用飞机及先进的民用涡扇发动机叶片等，均用超塑性成形技术制造， 并采用扩散连接组装。4新型材料叶片4.1碳纤维

18、钛合金复合材料叶片美国通用公司生产的GE90-115B发动机，采用碳纤维聚合物叶身与钛合金叶 片边缘，共有涡扇叶片22片，单重30 50磅，总重2000磅。能够提供最好的推重 比，是目前最大的飞机喷气发动机叶片，用于波音777飞机。并将于2010年9月 在美国纽约现代艺术馆展出。图7美国通用公司生产的GE90-115B发动机涡扇叶片（共有22片，总重2000磅；采用碳纤维聚合物叶身与钛合金叶片边缘） 该材料叶片的制造工艺不详。4.2金属间化合物叶片尽管高温合金用于飞机发动机叶片已经50多年了，这些材料有优异的机械 性能，材料研究人员，仍然在改进其性能，使设计工程师能够发展研制可在更 高温度下工

19、作的、效率更高的喷气发动机。不过，一种新型的金属间化合物材 料正在浮现，它有可能彻底替代高温合金。高温合金在高温工作下时会生成一种Y相，研究表明，这种相是使材料具 有高温强度、抗蠕变性能和耐高温氧化的主要原因。因此，人们开始了金属间 化合物材料的研究。金属间化合物，密度只有高温合金一半，至少可以用于低压分段，用于取 代高温合金。2010年，美国通用公司、精密铸件公司等申请了一项gASA支持的航空工 业技术项目（人1丁？），通过验证和评定钛铝金属间化合物（TiAl， Ti-47Al-2Nb-2Cr，原子分数）以及现在用于低压涡轮叶片的高温合金，使其投 入工业生产中。与镍基高温合金相比，TiAl金属间化合物的耐冲击性能较差；将 通过疲劳试验等，将技术风险降至最低。英国罗尔斯-罗伊斯公司，在1999年，也申请了一项Y相钛铝金属间化合物 专利，该材料是由伯明翰大学承担研制的。这种材料可以满足未来军用和民用 发动机性能目标的要求，可以用于制造从压缩机至燃烧室的部件，包括叶片。 这种合金的牌号，由罗尔斯-罗伊斯公司定为： Ti-45-2-2-XD。