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点击关注：复层矿脂包覆防腐蚀技术（PTC）
付青峰，杨细莲，刘克明
1 江西省科学院应用物理研究所 江西省铜钨新材料重点实验室，江西 南昌 330029
2 江西农业工程职业学院 机电工程学院，江西 宜春 331200
3 南昌工程学院 机械与电气工程学院，江西 南昌 330099
航空发动机被誉为工业皇冠上的明珠，无论是
其制造技术还是材料技术，均代表该时期科技发展
的顶尖水平。目前航空发动机已经发展到了第四
代，其主要技术参数为: 推重比为 9 － 10，压气机增压
比为 26 － 35，涡轮前入口温度为 1800 － 2000 K［1］。随着这些性能指标的大幅提高，航空发动机材料的
服役条件也越来越恶劣，对材料的性能，特别是对材
料高温性能提出了极高的要求。为了提升材料的性能，材料科学家们对传统高温合金的制造工艺进行
了深入的研究，如采用粉末冶金工艺制造高温合金
涡轮盘，采用单晶铸造工艺制造高温合金涡轮叶片
等。这些特殊工艺的应用，使得传统高温合金的性
能已趋近极限。为了满足新型航空发动机对材料性
能性能的需求，因此传统材料不再满足于先进发动
机的发展，而是要求开辟新的材料系统及工艺领域，
研究开发轻质、高比强度、高比刚度、抗氧化、耐腐蚀等性能的新型材料。
1 传统高温合金材料
高温合金又称热强合金、耐热合金或超合金，它
可在 600 ～ 1100 ℃ 的氧化和燃气腐蚀条件下工作，
主要用于制造发动机的热端部件。高温合金按其成
形方式可分为铸造高温合金、变形高温合金以及粉
末冶金高温合金; 按其基体成分主要分为铁基、镍基、钴基，其中以镍基高温合金的应用最为广泛; 按
其强化方式，高温合金又可分为固溶强化、固溶 － 时
效强化以及弥散强化三种类型。
变形高温合金目前仍然是航空发动机热端部件
制造的主要材料之一。图 1 为我国航空发动机用高
温合金的发展概况［1］。
( a) 涡轮叶片用高温合金; ( b) 涡轮盘用高温合金; ( c) 燃烧室用高温合金
图 1 我国航空发动机用变形高温合金发展概况
( a) high temperature alloy for turbine blade; ( b) high temperature alloy for turbine disc; ( c) high temperature alloy for combustion chamber
Fig． 1 General situation of development about deformed high temperature alloy for aeroengine in China
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除了上述介绍的几种高温合金外，GH4169( Inconel718) 也是广泛用于航空发动机热端部件的一种
高温合金。GH4169 合金特殊的合金成分，使之具有
优良的综合性能，不仅强度较高，疲劳性能、抗蠕变
性能也非常优异［3］。但 GH4169 合金由于其独特的
组织结构，也使之成为了变形合金中成形难度非常
大的一种高温合金，罗罗公司称其为成形难度最大
的高温合金之一。
航空发动机叶片经历着等轴晶，到第二代定向
柱晶，到第三代单晶叶片的工艺升级过程，在这个过程中，航空发动机涡轮叶片的承温能力得到了大幅
提升，同时也相应地产生了众多牌号的铸造高温合
金。图 2 为不同铸造高温合金的承温能力，从该图
中可以看出，从普通铸造高温合金到单晶合金，其承
温能力提高了将近 500 ℃［2］。
图 2 不同高温合金的承温能力
Fig． 2 Temperature capability of different high temperature alloy
我国的铸造高温合金也紧随世界铸造高温合金
的发展步伐，成体系地发展了从普通铸造高温合金
到单晶高温合金的众多高温合金牌号，表 1 为我国
主要的高温合金牌号及相应研制单位［2］。
表 1 我国主要的高温合金牌号及相应的研制单位
Table 1 China's major high temperature alloy grades and the corresponding development organization
粉末冶金工艺解决了高合金化高温合金铸造偏
析、热工艺性能差的缺点，使高合金化高温合金能够
应用于工业生产，从而达到进一步提高航空发动机
性能的目的。目前用于工业生产的粉末冶金高温合
金牌号有 FGH95、FGH96、FGH97 等。其中 FGH95
为第一代粉末冶金高温合金，FGH95 是在 650 ℃ 使
用条件下强度水平最高的粉末冶金高温合金，采用
热等静压生产的 FGH95 高温合金，室温屈服强度为
1296 ～ 1347 MPa、抗拉强度为 1579 ～ 1683 MPa，延伸
率为 8% ～ 12． 4% 。650 ℃条件下，屈服强度为 1136
～ 1243 MPa，抗拉强度为 1410 ～ 1576 MPa，延伸率为
8． 6% ～ 12． 3% 。在 650 ℃，应力水平 1034 MPa 的
条件下，光滑持久寿命为 329 ～ 420 h
［4］。FGH96 高
温合金是一种基于损伤容限设计的高温合金，其使
用温 度 为 750 ℃，虽 然 其 强 度 较 FGH95 降 低 了
10% ，但抗裂纹扩展能力较 FGH95 提高了一倍之
多。采用热等静压生产的 FGH96 合金，室温屈服强
度为 1110 MPa、抗 拉 强 度 为 1510 MPa，延 伸 率 为
16%。750 ℃条件下，屈服强度为 950 MPa，抗拉强度
为 1185 MPa，延伸率为 8% 。FGH97 是一种镍基 γ
相沉淀强化型粉末冶金高温合金，700 ℃是典型的工
作温度范围［5］，热等静压工艺生产的 FGH97 合金室
温屈服强度为 1100 MPa、抗拉强度为 1500 MPa，延
伸率为 23% ; 650 ℃条件下，屈服强度为 900 MPa，抗
拉强度为 1300 MPa，延伸率为 24%［6］。
2 新型高温材料
陶瓷具有耐高温、耐氧化、硬度高、密度小、比强
度高、抗蠕变性能好等特点，缺点是塑性差，特别是
在机械冲击或热冲击作用下，容易失效开裂［7］。为
了解决这些问题，材料工作者研发出连续纤维增强
陶瓷基复合材料，这种材料通过陶瓷或碳纤维增强，
能够使裂纹在基体开裂过程中发生偏转，或者通过
纤维拔出、断裂等方式来消耗形变能，从而提高材料
的塑韧性。目前处于研发或应用的连续纤维增强陶
瓷基复合材料主要有碳纤维/碳化硅基( C /SiC) 、碳
纤维/氮化硅基( C /Si3N4 ) 、碳化硅纤维/碳化硅基
( SiC /SiC) 、碳化硅纤维/氧化铝基( SiC /Al2O3 ) 、碳
纤维/氧化铝基( C /Al2O3 ) 等。
目前各大航空发动机制造商正积极推进连续纤
维增强陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用。如
法国斯奈克玛公司生产的连续纤维增强陶瓷基复合
材料的调节片、封严片等部件已经装机使用。英国
罗罗公司则计划在未来航空发动机涡轮盘、涡轮叶
片、高压压气机叶片、机匣、燃烧室、尾喷管等部件均
采用陶瓷基复合材料［8］。
碳/碳复合材料是一种新型的高温材料，在高温
下具有优良的力学性能。特别是其力学性能随温度
升高而升高的特点，引起了航空航天领域极大的关
注［9］。将碳/碳复合材料应用于航空发动机将产生以下几个效应: 1) 发动机减重，提高发动机推重比/
功重比; 2) 提高热端部件工作温度，提高发动机热效
率; 3) 减少冷空气的使用，提高发动机效率［10］。近
年来，碳碳复合材料已经逐步地应用于航空发动机
部件: 美国 LTV 公司已经生产出碳碳复合材料整体
涡轮叶盘，并已经完成了地面超转试验。美国 F100
航空发动机的喷嘴和加力燃烧室喷管是用碳碳复合
材料制造的。此外，俄罗斯、德国、法国也已经制造
出碳碳 复 合 材 料 的 涡轮转子外环、喷 油 杆 等 部
件［10］。![]()
金属基复合材料在金属或者金属间化合物为基
体的基础上加上增强相所构成的复合材料。按基体
材料划分，目前主要研究的金属基复合材料主要是
铝基复合材料、钛基复合材料、镍基复合材料等［11］。金属基复合材料与传统合金相比具有更高的比强
度、比刚度、耐高温性能以及结构稳定性能［12］。目
前，金属基复合材料还处于试验研究阶段。如普惠
公司将硼/铝复合材料制造的风扇叶片装于 F100 航
空发动机进行了台架运转，证明这种材料性能优良，
具有很好的发展潜力。ＲＲ 公司成功制造出宽弦空
心金属基复合材料风扇叶片。但金属基复合材料在
航空发动机的生产制造上并未实现广泛的推广应
用，这主要是因为金属基复合材料制造生产工艺复
杂、制造成本高、合格率低等［13］。
金属间化合物是指金属元素之间或金属元素与
类金属元素之间，通过共价键形成的化合物，具有优
异的耐高温、抗氧化、耐磨损性能［14］。与陶瓷材料相比，虽然其耐温性不如陶瓷材料，但具有比陶瓷材
料更加优异的导热性能［15］。金属间化合物种类很
多，目前研究应用较多的有 Ti-Al 系、Ni-Al 系、Fe-Al
系、Ni-Si 系等［15 － 16］。其中以 Ti-Al 系金属间化合物
的应用研究最为广泛。Ti-Al 系金属间化合物普遍
认为已经历了三代的研究。第一代 Ti-Al 系金属间
化合物为 Ti-xAl 二元合金。第二代金属化合物成分
为 Ti-( 44 ～ 49) Al-( 1 ～ 3) X1-( 1 ～ 4) X2-( 0． 1 ～ 1)
X3。其中 X1 为 V、Mn 和 Cr 中的一种，X2 为 Nb、
Ta、W 和 Mo 中的一种，X3 为 Si、C、B、N、P、Se、Te、
Ni、Mo 和 Fe 中的一种。其中添加 X1 的目的主要是
为了改善其塑性，添加 X2 的目的主要是提高合金的
抗高温氧化能力，通过固溶强化提高合金强度。X3
元素有很多作用，其中 B、C、Si 主要是用于细化铸造
组织。C、N 元素可以提高合金的抗蠕变性能等等。第三代 Ti-Al 系合金其成分主要是是 Ti-( 45 ～ 46)
Al-( 4 ～ 8) Nb，其特点是 Nb 含量较高，并含有微量的
B 或 C 元素［17］。目前我国在 Ti-Al 系金属间化合物
材料方面也取得了重大突破，由南京理工大学陈光
教授研制的 PST 钛铝单晶室温拉伸塑性和屈服强度
分别高达 6． 9% 和 708 MPa，抗拉强度高达 978 MPa，
在 900 ℃时屈服强度为 637 MPa，并具有优异的抗蠕
变性能［18］。
高温涂层材料主要作用是保护航空发动机热端
部件不受高温燃气的氧化侵蚀，延长发动机的使用
寿命。目前已使用的高温涂层材料主要有铝化物、
MCrAlY 涂层以及热障涂层等，其相关信息如表 3 所
示［19］。
表 2 高温涂层的种类及有关信息
Table 2 Species of high temperature coatings and relevant information
我国中南大学粉末冶金研究院熊翔教授课题组
目前研发了一种超高温陶瓷涂层材料，这种材料是
一种多元含硼单相碳化物，具有稳定的碳化物晶体
结构，由 Zr、Ti、C 和 B 四种元素组成，具有优越的抗
烧蚀性能和抗热震性能，能在 2000 ～ 3000 ℃ 热气流
冲击下而不被破坏［20］，有望应用于航空发动机热端
部件上。
3 总结与展望
随着航空航天事业的飞速发展，现代航空材料
取得了重大发展，尤其是在战斗机用发动机和导弹
用涡喷/涡扇发动机的高温材料方面发生了革命性
变化，高温合金已经不能满足先进航空发动机的要
求，具有良好综合性能的碳/碳复合材料、陶瓷基复
合材料和金属基复合材料等新型高温材料引起了人
们的广泛关注，并将成为先进发动机高温材料的重
点研究方向。未来相当长一段时期内的主要工作将
会集中在以下几个方面:
1) 寻找更好的制备工艺，减少制备周期及制备
成本，进一步提高材料的疲劳寿命、耐久性和基体的
使用寿命及可靠性。2) 为了解决某些高温结构材料二次加工困难，
降低陶瓷零件的制造成本，寻求新的更经济的特种
加工技术和近净成形加工工艺。3) 研究结构承载和功能一体化的先进高温材料
用来取代过去采用的一些复合结构，达到减重的目
的。
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