高推重比航空发动机用新型高温钛合金研究进展

黄 旭，李臻熙，黄 浩

(北京航空材料研究院钛合金研究室，北京100095)

高推重比航空发动机用新型高温钛合金研究进展

黄 旭，李臻熙，黄 浩

(北京航空材料研究院钛合金研究室，北京100095)

综述了我国航空发动机用高温钛合金材料体系的发展状况。针对未来高推重比航空发动机对新型轻质耐高温结构材料的需求，重点介绍了TiAl合金和SiC纤维增强钛基复合材料2种关键的新型高温钛合金国外研究进展和应用情况。目前我国航空发动机主要应用的是α+β型钛合金，工作温度均在500℃以下，在更高温度使用的近α型钛合金(如600℃高温钛合金)尚处于研发阶段。国外对TiAl合金的研究已近20年，在航空发动机领域已公开报导了10多种TiAl零部件，并且完成了地面装机试验，试验结果非常理想。SiCf/Ti复合材料在航空发动机上的典型应用是叶环类和轴类零件，美、英等国均研制出了多个零部件，并进行了发动机考核试验。TiAl和SiCf/Ti复合材料将是新一代高推重比航空发动机用的2种关键结构材料。

高温钛合金;TiAl合金;SiC纤维增强钛基复合材料;阻燃钛合金

1 前言

现代军用战斗机的战术机动性、短距起飞、超音速巡航等优异作战性能在很大程度上依赖于先进的高推重比航空发动机的应用，而高推重比航空发动机的发展与高温钛合金的大量应用密切相关。国外先进航空发动机中，高温钛合金用量已占发动机总质量的25%～40%，如第3代发动机F100的钛合金用量为25%，第4代发动机F119的钛合金用量为40%。我国第2代航空发动机钛合金用量约13%～15%，使用温度一般不超过400℃。第3代航空发动机中钛用量达到25%。高温钛合金主要用于制造航空发动机压气机叶片、盘和机匣等零部件，这些零件要求材料在高温工作条件下(300～600℃)具有较高的比强度、高温蠕变抗力、疲劳强度、持久强度和组织稳定性。

新一代高推重比航空发动机研制需要更先进的材料与工艺支持。美国国防部在“综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)”计划中提出了高推重比、高性能发动机结构质量减轻50%，推重比提高100%的发展目标，材料和制造技术的贡献率为50% ～70%［1］。随着航空发动机推重比的不断提高，压气机出口温度不断升高，对耐更高温度的新型高温钛合金提出了迫切需求。本文介绍了我国航空发动机用高温钛合金材料体系的发展状况，详细阐述了TiAl合金、SiC纤维增强钛基复合材料2种新型高温钛合金的国外研究现状和应用情况。

2 我国航空发动机用高温钛合金材料的发展

航空发动机压气机叶片、盘和机匣等零件要求在室温至较高的温度范围内具有高的瞬时强度、持久强度、高温蠕变抗力、组织稳定性和高低周疲劳性能。α型和近α型钛合金具有良好的蠕变、持久性能和焊接性，因此适合于在高温环境下使用。近β型和β型钛合金尽管在室温至300℃左右具有高的拉伸强度，但在更高的温度下，合金的蠕变抗力和持久性能急剧下降。α+β型钛合金不仅具有良好的热加工性能，而且在中温环境下还有良好的综合性能。按照发动机零件的使用环境和对材料的性能要求，α型、近α型和α+β型钛合金更能满足发动机的工作要求。经过半个世纪世界各国钛合金研究工作者的努力，目前固溶强化型航空发动机用高温钛合金的最高工作温度已由350℃提高到了600℃，表1所示为世界各国研制的各温度段使用的高温钛合金［2－5］。

表1 世界各国研制的高温钛合金Table 1 High-temperature titanium alloy developed by different countries

我国于20世纪70年代开始研制航空发动机用高温钛合金，其发展历程见图1所示。目前在我国航空发动机上获得应用的主要是α+β型钛合金，工作温度均在500℃以下。更高温度使用的近α型钛合金(如600℃高温钛合金)尚处于研发阶段，未获得应用。

图1 我国航空发动机用高温钛合金的发展历程Fig.1 Development of high-temperature titanium alloy for aero-engine in China

我国在航空发动机上使用的工作温度在400℃以下的高温钛合金主要有TC4，TC17，应用于发动机工作温度较低的风扇叶片和压气机第1，2级叶片，TC6的用量较少，主要用于发动机紧固件。500℃左右工作的高温钛合金有TC11，TA15和TA7合金，其中TC11是我国目前航空发动机上用量最大的钛合金，大量应用于我国WP13，WP14，WS11等第2代航空发动机的高压压气机叶片和盘。当工作温度达到500℃以上时，钛合金的蠕变性能和热稳定性的重要性愈加突出，而这2种性能之间往往存在矛盾，需要通过优化合金成分和控制显微组织使这2个性能得以更好地匹配。目前，各国研制和使用的500℃以上高温钛合金均为Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si系，最高使用温度已达到600℃。已经正式获得应用的600℃高温钛合金是IMI834钛合金，该合金已经成功应用于EF2000战斗机动力装置EJ200发动机上，用于制造高压压气机整体叶盘。我国的600℃高温钛合金Ti60还处于研制阶段，尚未获得正式应用。

单纯采用固溶强化方法的钛合金难以满足使用温度环境在600℃以上时对蠕变抗力和强度的要求。由于有序强化的Ti-Al系金属间化合物具有高比强度、比刚度，高蠕变抗力，优异的抗氧化和阻燃性能，因此成为使用温度在600℃以上时的非常有潜力的候选材料，其中Ti3Al和Ti2AlNb合金长期工作温度可达650～700℃左右，而TiAl基合金工作温度则可达760～800℃。Ti3Al，Ti2AlNb和TiAl基合金低的室温塑性和韧性是这类合金应用的最大障碍。除了进一步优化合金的成分，改进加工工艺和控制组织，改善合金的塑性和韧性之外，还需要改变发动机结构设计理念，开展针对这类低塑性、韧性材料在航空发动机零部件上的应用的系统研究，才有可能将这些新材料应用于高推重比航空发动机。

3 TiAl合金

3.1 TiAl合金的发展历史

TiAl基合金至今已经发展了3代(见表2［9］)。早在50年代McAndrew和Kessler就发现二元TiAl铸造合金具有良好的抗氧化性能和高温性能。但因其室温塑性和断裂韧性太低，相当长一段时间内发展比较缓慢。第1代TiAl基合金的代表是由美国空军材料实验室和P＆W公司于1975～1983年间共同开发的Ti-48Al-1V-0.3C合金［6－7］(文中除特别说明外，TiAl合金成分均为原子分数)，该合金设计主要着眼于改善塑性和蠕变性能，但其综合性能还不能满足航空发动机零部件的性能要求，因而其发展只停留在了实验室研究阶段。第2代TiAl基合金中最具代表性的是由美国空军和GE公司共同开发的Ti-48Al-2Cr-2Nb铸造合金［8］。该合金的室温塑性、强度和抗氧化性能均优于Ti-48Al-1V-0.3C。现已有多个该合金的零部件进行了发动机装机试验。此外第2代合金中较为著名的还有Howmet公司于1990年开始开发的2种XD铸造合金:Ti-(45，47)Al-2Mn-2Nb-0.8(φ/%)TiB2。第2代 TiAl基合金在760℃时的大多数高温性能(刚度、高温强度、蠕变抗力、抗氧化性、耐腐蚀性等)按密度比均优于或相当于有望被取代的镍基高温合金。

国外TiAl合金研制目前已经发展到第3代，见表2所示［9］。目前发展的第3代TiAl合金有如下几个特点:①与以铸造合金为主的第2代TiAl合金不同，第3代TiAl合金主要发展锻造合金;②合金成分设计上，不再以改善室温塑性为主要设计目标，而是以提高高温强度、高温蠕变抗力等为合金设计目标;③合金中大量添加Nb，Ta，W等高熔点元素，通过置换固溶强化提高合金强度和蠕变性能;④合金中添加Si，C，N等间隙强化元素，通过间隙固溶强化和Ti5Si3，Ti2AlC，TiN等析出相弥散强化提高蠕变性能;⑤Al含量由第2代铸造TiAl合金的47% ～48%(原子分数)降低至了45% ～47%，以提高组织中的α2相含量，从而提高强度。

表2 TiAl合金的发展Table 2 Development of TiAl alloy

3.2 TiAl合金的特点

TiAl金属间化合物合金密度仅3.8～4.0 g/cm3，是镍基高温合金的1/2，比钛合金还低10%～15%;室温弹性模量高达160～170 GPa，比钛合金高33%，而且弹性模量在750℃高温下还能保持150 GPa，与GH4169高温合金相当;TiAl合金还具有高比强度，室温至800℃强度保持率达80%，高蠕变抗力、优异的抗氧化和阻燃性能，可在760～800℃长期工作，是非常有发展前途的航空发动机用轻质耐高温结构材料。TiAl合金的主要特点［10－11］详见表3。

图2所示为铸造TiAl合金与锻造TiAl合金与其它金属结构材料比强度的比较［12］。通过锻造变形，可以大幅度提高TiAl合金的塑性、强度和疲劳性能。图2所示，锻造TiAl合金的比强度比铸造TiAl合金大幅度提高，而两者的工作温度范围相当，而且从室温到1 000℃范围内锻造TiAl合金的比强度是所有图中所列金属材料中最高的。国外报道，经挤压变形的TiAl合金最高断裂强度可达 1 000 MPa［13］。

3.3 TiAl合金在航空发动机上的应用

国外对TiAl合金的研究已经进行了近20年，截止目前，在航空发动机领域国外已公开报道了10多个TiAl零部件完成了地面装机试验，试验结果非常理想。这些TiAl合金航空发动机零件的试验成功极大地增强了发动机设计人员的信心，为TiAl合金在航空发动机上的应用奠定了技术基础。

表3 TiAl合金的主要特点Table 3 Features of TiAl alloys

图2 TiAl合金与其它金属结构材料比强度比较Fig.2 Specific-yield-strength limits of structural alloys used today with TiAl alloys superimposed

由于TiAl合金具有高比模量、高蠕变抗力和抗燃烧的特点，其在航空发动机最佳的应用部位是高压压气机叶片和低压涡轮叶片(见图3所示)，采用TiAl合金制造叶片不仅可直接降低叶片零件的质量，而且可以显著降低轮盘的载荷，从而可实现系统的减质量效果。GE公司为波音787客机研制的GEnx发动机低压涡轮第6，7级叶片采用了铸造TiAl合金叶片，取代镍基高温合金实现减少质量达 72.5 kg［14－15］。这是 TiAl合金首次应用于航空发动机，而且是最新型的民用航空发动机，证明了TiAl合金在航空发动机上应用的良好前景。目前TiAl合金低压涡轮叶片主要采用精密铸造工艺制备。从2000年开始，国外开始采用锻造工艺制造TiAl合金高压压气机叶片。锻造TiAl合金叶片性能比铸造叶片力学性能大幅提高，可靠性也显著提高，但成本昂贵。图4所示为 Rolls-Royce公司研制的 TiAl锻造叶片［16］。此外TiAl合金还可用于制造扩压器、机匣和矢量喷口零件。

4 SiC纤维增强Ti基复合材料

4.1 SiC纤维及SiCf/Ti国外研究现状

SiC连续纤维增强钛基复合材料具有高比强度，高比刚度，良好的耐高温及抗蠕变、疲劳性能，是理想的适用于700～900℃的航空发动机用轻质耐高温结构材料［5，17］。在新一代高推重比航空发动机上，利用SiCf/Ti复合材料制造整体叶环代替压气机盘和叶片(如图5所示)，可使减质量效果达70%，从而大幅度提高发动机的推重比［18］。

SiCf/Ti复合材料已成为新一代高推重比航空发动机研制的关键新型材料，美国、英国等航空发动机工业强国均大力开展相关技术的研究。美国在其“综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)”计划及NASP(National Aerospace Plane)计划中均开展了大量的SiCf/Ti复合材料研究工作。美国空军还发起了1项名为TMCTECC(Titanium Matrix Composite Turbine Engine Component Consortium)的SiCf/Ti复合材料的专项发展计划，凸显了该材料在未来高推重比航空发动机上的重要性［19］。

图5 传统的叶片－盘榫槽连接结构与SiCf/Ti复合材料整体叶环结构示意图Fig.5 Illustration of SiCf/Ti composite Bling and traditional bladedisk structure

早在1972年，美国AVCO公司就开始了抗拉强度超过3 GPa的CVD SiC纤维的商品化生产［20］，这种早期的纤维利用直径为12.5 μm的钨丝作为基芯材料。但是由于钨丝和SiC反应生成W2C和W5Si3，从而限制了纤维的热稳定性。当纤维加热到1 000℃以上时，反应层随纤维的加厚而增加，导致了其强度的剧烈下降。因此，后来采用碳芯作为芯材，不仅提供给SiC较好的热机械稳定性，而且具有更轻质、高强的特性。

目前国外已实现了CVD SiC商品化，美国Textron公司特种材料部独家生产的品种分别为SCS-2，SCS-6，SCS-8的SiC(C 芯)纤维系列产品［21－22］。英国DRA 公司生产SiC(W芯)纤维SM1040，SM1140，SM1240系列产品［23］，以上纤维表面均涂敷有不同的保护涂层，分别用于制备树脂、铝、钛、陶瓷基复合材料。这两家公司所制备的SiC纤维强度均大于4 000 MPa，近年又制备出ultra-SCS及SM2156，强度超过6 000 MPa，SiC层均为细晶β-SiC。CVD法SiC纤维的研制属于高技术领域，美国、德国、英国等西方国家给予了高度的重视。

国外针对不同钛合金基体的SiCf/Ti复合材料性能进行了大量研究，表4为国外研制的几种SiCf/Ti复合材料的典型性能。美国的SCS-6 SiC/Ti-15-3材料在室温下最大载荷为1 241 MPa时，疲劳循环周次达到51 077次。德国研制的 SCS-6/IMI834的抗拉强度达2 300 MPa，模量达220 GPa，而且具有极为优异的热稳定性，在700℃温度暴露2 000 h后力学性能不降低。

表4 国外研制的几种SiCf/Ti复合材料典型性能Fig.4 Typical properties of SiCf/Ti composites

4.2 SiCf/Ti国外应用现状

SiCf/Ti复合材料在航空发动机上的典型应用是叶环类和轴类零件，美、英等国均研制出了多个零部件，并进行了发动机考核试验［1，3，24～25］。在“综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)”计划第2阶段中新的核心机压气机上，采用高温钛合金Ti1100代替TC4制造SiCf/Ti整体叶环［1］，TiAl金属间化合物制造压气机叶片，使压气机的耐热性能将提高到700～800℃，结构质量将减轻50%，阻燃性能大幅提高，如图6。Rolls-Royce公司制备的SiCf/Ti叶环质量减少37%，使用温度提高10%，转速提高15%，如图7。SiCf/Ti复合材料轴类零件在航空发动机上的典型应用是低压涡轮轴。图8所示为GE公司研制的SiCf/Ti复合材料低压涡轮轴［3］，通过SiC纤维沿轴向呈45°缠绕，可以使复合材料低压涡轮轴承受非常高的扭矩，从而代替钢制涡轮轴可以大幅度降低结构质量。

图6 IHPTET计划研制的TiAl叶片与SiCf/Ti基复合材料环组成的叶环组件Fig.6 TiAl blades and SiCf/Ti composite ring developed by IHPTET program

此外，美国ARC公司采用了SiC纤维/金属丝编织条带与Ti粉热压复合工艺制作了直径17.8 cm的模拟叶环和F119发动机矢量喷管驱动器传动活塞杆(长35.6 cm)。普惠公司制备了PW4084 SiCf/Ti风扇叶片典型件。

5 结语

TiAl和SiCf/Ti复合材料将是新一代高推重比航空发动机用的2种关键结构材料。国外已经完成了此类材料研制、应用研究与零部件试验考核等大量研究工作，将很快在下一代新型航空发动机上获得应用。目前在TiAl合金工程化应用研究、典型零件研制与考核试验等方面我国与国外尚存在较大差距。SiCf/Ti复合材料尚处于实验室研究阶段，高性能SiC纤维还不能实现批量生产，SiCf/Ti复合材料零件设计与制造经验欠缺。因此，亟需在这2种新材料领域开展零件设计—材料研制—应用技术研究三者相结合的系统性研究。

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Recent Development of New High-Temperature Titanium Alloys for High Thrust-Weight Ratio Aero-Engines

HUANG Xu，LI Zhenxi，HUANG Hao
(Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China)

Development status of high-temperature titanium alloys of aero-engine in China was reviewed.Aimed at demands of low density and heat resistant structure materials for high thrust-to-weight ratio aero-engine，recent developments and applications of TiAl alloys and SiC fiber reinforced titanium matrix composites were introduced.Currently the domestic main alloy of aero-engine application is α +β type of titanium alloy，the working temperature are less than 500 ℃，for using at higher temperatures near α titanium alloy(such as 600 ℃ high temperature titanium alloy)is still in developing stage.TiAl Alloy abroad for nearly 20 years，in the field of aero-engine has been public reports of a dozen TiAl components installed to complete the ground tests，test results are very satisfactory.Respecting SiCf/Ti composite materials in aero-engine typical applications on the blades，ring and shaft parts，US and UK have developed a number of parts，and made the engine assessment test.TiAl and SiCf/Ti composite materials are the two kinds of key structural materials for a new generation of aircraft engines with high thrust-weight ratio.

high-temperature titanium alloy;TiAl alloy;SiC fiber reinforced titanium matrix composite;burn resistant titanium alloy

TG146.2+3

A

1674－3962(2011)06－0021－07

2011－04－24

黄 旭，男，1968年生，研究员