LM2500燃气轮机关键部件用材分析

吕振家，彭建强，张宏涛，祝海义

（哈尔滨汽轮机厂有限责任公司，黑龙江 哈尔滨，150046）

0 引言

与其他传统动力相比，航改燃气轮机（简称燃机）具有功率大、结构紧凑、质量轻、维护方便、可靠性高等优点，自诞生之日起就受到工业界的高度重视，在电力工业、管道输送、石化冶金、舰船动力等领域得到了广泛的应用[1]。GE公司的LM2500型燃气轮机属于航改式燃气轮机，自20世纪70年代初正式投入使用以来，已经产生LM2500、LM2500+、LM2500+G4等一系列型号，整机性能不断提高，涵盖了从23 MW至33 MW的功率等级。其中，LM2500+G4型燃气轮机是GE公司最新的LM2500系列航改型燃气轮机，它继承了 LM2500系列燃气轮机的高可靠性和可用性，其大部分零件与LM2500型燃气轮机具有通用性[2]。

高温材料是燃气轮机发展的基础，LM2500型燃气轮机性能参数的不断提高得益于材料技术的不断发展。本文在分析LM2500系列燃气轮机关键部件用材特点的基础上，结合最新的航空发动机和工业燃气轮机用高温材料发展技术，给出LM2500系列燃气轮机关键部件用材升级方案。

1 LM2500主要部件用材

LM2500型燃气轮机主要由16级轴流式压气机、环形燃烧室、2级轴流式高压涡轮和6级轴流式动力涡轮构成，其主要选材如下[3－5]：

压气机转子和静子由钛合金和镍基合金制造。第1～14级动叶片和第1、2级静叶片采用Ti－6Al－4V制造；第15、16级动叶片和第3～16级静叶片采用A286制造。转子为短鼓－轮盘结构，第1～10级采用钛合金制造，其余采用IN718合金制造。

燃烧室火焰筒采用Hastelloy X和Hayness 188制造，过渡段采用In718、Rene 41和Hastelloy X制造。

高压涡轮第1、2级动叶片和第2级静叶片采用铸造Rene 80合金制造，第1级静叶片采用X－40。优化后的LM2500机组，第1级动叶片和静叶片材料均改为Rene N5单晶材料，第2级静叶片材料由Rene 80改为Rene 125。机匣采用IN718、Rene 41、Hastelloy X和Haynes 188制造。

动力涡轮第1～3级静叶片采用Rene 77精密铸造工艺制造，第4～6级静叶片采用Rene 41制造，动叶片采用Rene 77制造，轮盘和机匣均采用IN718制造。

2 压气机材料

2.1 钛合金

由于LM2500机组广泛用作舰船动力装置，对机组重量有较高的要求。因此，压气机叶片等采用钛合金制造。其他同级别舰船动力用燃气轮机也普遍采用钛合金制造压气机叶片和轮盘。LM2500压气机部分动叶片和轮盘采用Ti－6Al－4V（国内牌号为TC4）制造，同级别燃气轮机也有采用TC8和TC11作为压气机叶片和轮盘材料[6]。

TC4（Ti－6Al－4V）钛合金是美国在 1954 年研制成功的Ti－Al－V系α－β型钛合金，含有6% 的α稳定元素Al和4%的β稳定元素V。TC4钛合金的主要特点是具有优异的综合性能和良好的工艺特性。该合金的应用非常广泛，其产量几乎达钛合金总产量的一半[7]。目前，针对不同的使用条件和工艺要求，各国都出现了许多Ti－6Al－4V钛合金的改型，其主要区别是不同的Al、V含量和较低的间隙元素杂质含量[8]。

TC11钛合金是一种综合性能良好的α－β型钛合金，在500℃以下具有优异的热强性能，并且具有较高的室温强度。该合金还具有良好的热加工工艺性 （包括常规工艺性能和超塑性），可以进行焊接和各种方式的机加工。目前，随着TCl1钛合金应用的不断扩大，该合金的β热处理及等温锻已获得迅速的发展[9]。

TC8是仿制俄罗斯的一种综合性能优异的αβ型热强钛合金，在400～600℃具有较高的强度，主要用于制造模锻件。

氢在钛中的扩散速度非常快，会形成一种β共晶系，且在合适的条件下，例如在酸洗条件下或极高压的氢中暴露时，能在室温下发生氢污染。在一定的条件下，如低至150 ppm～200 ppm，也可使材料的塑形剧烈下降。因此，通常将钛合金中的氢含量控制在150 ppm以下，如表1所示。当有氢存在时，α和α－β型钛合金可能在应力大大低于其屈服强度的条件下以脆性方式断裂。目前，可用真空冶炼和真空退火热处理使氢在大批量生产的产品中保持一个较低的水平[10]。

表1 钛合金材质的化学成分[8-9]单位：wt%

2.2 高温合金

压气机叶片和轮盘采用变形高温合金制造，材料为A286和IN718。

A286是一种铁基高温合金，主要用于航空发动机部件。在1965年左右，采用A286可以制造大尺寸锭型后，开始广泛用于工业燃气轮机部件。然而，由于A286的成本较高，且制造工艺相对复杂，而对于压气机叶片和轮盘而言，其工作温度并不是很高。因此，开发了一种Ni含量在2%～3%的12Cr材料M－152，其化学成分如表2所示。M－152具有优异的断裂韧性，其他性能与同类12Cr钢相同，其蠕变持久强度介于CrMoV钢和A286合金之间，如图1所示。所以，作为压气机叶片和轮盘材料，A286逐渐被M－152代替。

图1 几种压气机轮盘材料不同温度下10万小时持久强度比较[11]

表2 LM2500型燃气轮机用高温合金化学成分 [11-12]

图2 新型FX550大型轮盘锻件[13]

IN718是一种沉淀硬化型Ni基高温合金，各项性能优异，作为航空发动机轮盘材料已经有超过20年的应用历史。也广泛用于制造中小型燃气轮机透平轮盘锻件材料。然而，由于如下两个原因，很难制造大型轮盘锻件。

（1）其成分复杂，导致大型合金锭偏析严重；

（2）强化相 γ＇和 γ＇＇含量高，可锻造性能较差。

为了解决上述问题，世界各知名燃气轮机制造商都开展了相关的研究工作。比如日本三菱公司通过优化成分，开发出一种新型大型轮盘锻件材料FX550，其力学性能与IN718相当，可制造性与IN706相当。目前，已经制造出直径达1180 mm且无宏观偏析的轮盘锻件，如图2所示。

3 燃烧室材料

LM2500燃烧室材料主要有Hastelloy X、Hayness 188等。

Hastelloy X是一种含Fe、Cr较高的固溶强化型镍基高温合金，国内对应牌号为GH3536，具有较好的抗氧化性能和高温蠕变性能，其成型性也较好，工作温度可达980℃，短时工作可达1090℃，是制造燃烧室部件比较合适的材料。合金在650～980℃长期高温时效有一定程度的时效硬化现象，成型性有所下降[14]。

Haynes 188是一种固溶强化型钴基合金，对应国内牌号为GH5188。合金中加入14wt%的W进行固溶强化，使合金具有良好的综合性能。合金具有较好的冷热加工塑形和焊接等工艺性能，适于制造980℃以下要求高强度和1100℃以下要求抗氧化性能的航空发动机和工业燃气轮机部件[15]。

由于Co的成本很高，所以在Haynes 188的基础上，通过降低Co含量、提高Ni含量，并添加2wt%的Mo，得到一种性能更加优异的Ni基合金Haynes 230。该合金的抗氧化能力可达1150℃，比Haynes188提高155℃，且同样具有优良的组织稳定性及满意的成型、焊接等工艺性能[16]。

4 透平材料

LM2500高压透平和动力透平使用的材料有X40、 Rene 41、 Rene 77、 Rene 80、 Rene 125、Rene N5、IN718等。

X40是固溶强化加碳化物强化型钴基铸造高温合金，对应国内牌号为K640。X40在高温下具有优异的热疲劳性能和抗氧化、耐腐蚀性能，特别适合制造1000℃以下工作的燃气轮机静叶片。

Rene 41是一种上世纪50年代中期发展起来的高强度的镍基沉淀强化高温合金。该合金主要用于焊接喷气发动机的固定组件和燃气涡轮机的关键部件，能在815℃下长期使用，在980℃短时间使用。同时，也是这个温度范围内强度最高的高温合金[17]。

Rene 77是一种变形或铸造镍基合金，在Udimet 700和Astroloy合金的基础上改进而来，因为这两个合金的组织不够稳定，在815～870℃长期应力作用后都产生脆性片状σ相，严重降低材料的持久强度、室温和中温塑形。为了改进合金性能，美国的许多研究工作者计算统计了大量炉号合金的电子空位数Nv，发现当Nv值小于2.32时不产生σ相。因此，调整了合金成分，适当降低了Mo、Cr和Co的含量，成功研制了Rene 77合金。该合金在980℃以下具有良好的蠕变持久强度、抗硫化腐蚀性能，高温拉伸塑形和高温长时组织稳定性，是制造航空发动机和工业燃气轮机透平叶片的主要材料之一[14]。

Rene 80是美国通用公司为长寿命喷气涡轮发动机涡轮叶片研制的镍基高温合金，在1040℃以下具有很高的持久强度，很好的耐腐蚀性能和长期组织稳定性。其他高强度涡轮叶片合金（如Rene 100、 IN100、 B－1900 和 Mar－M200）的耐热腐蚀性能较差，耐腐蚀性较好的的合金（如Rene 77、U－500和U－700）的持久强度又较低，而Rene 80是综合性能较好的涡轮叶片材料[14]。

与 Rene80相比，Rene 125降低了 Cr、Mo、Ti的含量，提高了W、Al的含量，并添加了3.8wt%的难熔金属Ta（见表2）。W和Ta都是难熔金属，而Al是时效强化相γ’（Ni3Al）的主要组成元素，因此Rene125合金的使用温度比Rene80提高约 35 ℃[18]。

Rene N5是美国GE公司研制的第二代单晶叶片材料。第二代单晶叶片材料的典型特征是含有3wt%的Re元素。然而，大量添加难熔金属的同时会引起偏析加剧、共晶增多和有害的 TCP相析出等一系列问题[18]，从而导致合金固溶处理的温度升高、时间延长、成本显著提高。同时由于Re等元素储量稀缺且价格昂贵，使得先进单晶合金的成本成倍增加，制约了这类合金的推广应用[20]。

为了解决以上问题，最近世界上的一些研究机构开始发展低成本高温单晶合金，通过优化其它难熔元素的添加量，来降低Re含量，以使合金的承温能力达到二代甚至接近三代的水平。

GE公司在Rene N5基础上通过调整W、Mo、Re和 Cr等元素的含量获得一种低Re合金Rene N515。该合金的Re含量降低到 1.5wt%，同时还简化了合金的热处理工艺。Rene N515的蠕变持久强度和抗氧化性能与Rene N5相当，如图3和图4所示。Rene N515合金正在CFM56喷气发动机中应用。GE公司还在研发无Re的单晶合金Rene 500[21]。

图3 Rene N5和N515合金的蠕变持久强度比较[21]

图4 Rene N5和N515合金的抗氧化性能比较[21]

NIMS通过改变W、Ta含量，利用了高Mo+W+Ta含量来有效提高 γ'体积分数、基体固溶强化能力等来提升蠕变寿命，设计出只含有2.4wt%Re的TMS-82+，其使用温度超过二代合金[22]。

5 总结

经过近50年的发展，LM2500的性能不断优化，同时伴随着材料的不断升级和换代。本文在分析LM2500型燃气轮机关键部件选材特点的基础上，结合航空发动机和工业燃气轮机材料技术的发展，给出了LM2500型燃气轮机部分关键部件材料的升级方案，如下：

（1）压气机动静片用A286采用成本更低、制造工艺更好且能满足使用要求的12%Cr材料M-152代替。

（2）燃烧室部件用钴基合金Hayness188采用成本低、高温强度更高的镍基合金Hayness230代替。

（3）轮盘用镍基合金IN718采用制造工艺性更加优异的新型合金代替。

（4）透平动静叶片用第二代单晶材料Rene N5采用组织更加稳定、成本更低的低Re或无Re单晶材料代替，比如GE公司新开发的Rene N515和N500合金。

[1]沈烨.LM2500系列燃气轮机发展探析[J].农业科技与装备,2012,（10）：36-38.

[2]景倩.LM2500+G4型燃气轮机在分布式能源系统中的应用[J].华电技术,2013,（12）：14-15,35.

[3]胡晓熠，方昌德，侯晓春,等.世界燃气轮机手册[M].北京：航空工业出版社，2011:260-261.

[4]侯戈.美国LM2500舰用燃气轮机技术解析[J].现代兵器，2009，（1）：27-36.

[5]王冲，金洁敏，田广，等.不断升级改进的LM2500燃气轮机[J].热能动力工程，2007，（3）：138-141.

[6]于克.燃气轮机钛合金轮盘枞树型榫槽的拉削[J].机械工程师，2016，(6)：237-238.

[7]李成功，傅恒志，于翘，等.航空航天材料[M].北京：国防工业出版社，2002.

[8]李成功，马济民，邓炬，等.中国材料工程大典:第4卷:第7篇:钛及钛合金[M].北京：化学工业出版社,2005.

[9]《中国航空材料手册》编辑委员会.中国航空材料手册:第4卷:钛合金 铜合金[M].北京：中国标准出版社，2002.

[10]刘静安，吴煌良，姚毅中,等译.钛合金手册:上册[M].重庆：科学技术文献出版社重庆分社，1983.

[11]Meherwan P.Boyce.Gas Turbine Engineering Handbook[M].Gulf Professional Publishing.USA,2002:426-427，423.

[12]Roger C.Reed.The Superalloys Fundamentals and Applications[M].Cambridge University Press.Cambridge,2006:22.

[13]Shinya Imano,Jun Sato,Hironori Kamoshida,et al.Alloy design and innovative manufacturing technology of highstrength Ni-base wrought alloy for efficiency improvement in thermal power plants[J].Mitsubishi Heavy Industries Technical Review,2015,52(2):32-38.

[14]冶军.美国镍基高温合金[M].北京：科学技术出版社，1978.

[15]中国金属学会高温材料分会.中国高温合金手册:上册[M].北京：中国标准出版社，2012.

[16]Klarstrom D L.The development of HAYNES®230®alloy[J].Verhandlungen Der Deutschen Gesellschaft Fur Innere Medizin,2001,75:618-619.

[17]Ramazan Kayacan,Remzi Varol,Oclay Kimilli.焊接前后热处理变量对焊接Rene 41合金组件应变时效裂纹的影响[J].金属材料研究，2015，（9）：54-60.

[18]P.Aldred.Rene 125 Development and Application[C].National Aerospace Engineering Meeting,Culver City,Los Angeles,1975.

[19]Sherman A J，Tuffias R H，Fortini A J，et al．The impact of the mechanical properties of rhenium on structural design［J］．Rhenium and Rhenium Alloys，1997,(8):291-300．

[20]李玲，余建波，谢信亮，等.热处理制度对一种低成本无Re镍基单晶合金组织和性能的影响[J].上海金属，2017，（3）：26-30.

[21]P.J.Fink,J.L.Miller,D.G.Konitzer.Rhenium Reduction-alloy design using an economically strategic element[J].High Temperature Alloys,2010,62(1):55-57.

[22]T.Hino,T.Kobayashi,Y.Koizumi,et al.Devolopment of a new single crystal superalloy for industrial gas turbines[C].Superalloys2000,Pennsylvania,TMS,2000.