涡轮叶片材料技术发展进展如何？

涡轮叶片材料技术不断发展。

1. 高温合金是制造涡轮叶片的重要材料

推重比是指飞机发动机推力与发动机重力之比，表示飞机发动机单位重力所产生的 推力，是衡量发动机性能的重要技术指标。鉴于当前可实现涡前燃气温度高于涡轮 叶片承载温度，使用高性能叶片材料可以提高涡轮进口温度，使航空发动机在重量 不变的情况下获得更大的推力，从而提高推重比。相关研究显示，涡轮进口温度每 提高 100℃，航空发动机的推重比能够提高 10%左右。现有推重比 10 一级的发动机 涡轮进口平均温度达到 1600℃，预计未来新一代发动机的涡轮进口温度有望达到 1800℃左右。

自 20 世纪四五十年代起，国内外就对航空发动机涡轮叶片材料的研究投入了大量 的精力。涡轮叶片属于航空发动机中的热端部件，需要在高温高压的环境下工作， 极其恶劣的工作环境使得对涡轮叶片材料的要求也非常苛刻：（1）良好的力学性能， 包括高温蠕变性能、机械疲劳性能、热疲劳性能和抗冲击性能，以及良好的高温塑 性；（2）良好的抗热腐蚀和抗氧化性能；（3）良好的工艺性能，如铸造性能、焊接 性能，以及尽可能高的导热系数、尽可能低的热膨胀系数和较小的密度等良好的物 理性能；（4）较高的初熔温度，能够承受短时超温；（5）良好的组织稳定性。高温 合金能够较好的满足上述要求，因此涡轮叶片一般采用高温合金通过精密铸造加工 而成。

高温合金是指能在 600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料， 具有优异的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、良好的疲劳性能、断裂韧性 等综合性能。按照基体元素，高温合金可以分为铁基高温合金（14.3%）、镍基高温 合金（80%）和钴基高温合金（5.7%）。铁基高温合金使用温度一般只能达到 750- 780℃，难以满足涡轮叶片对材料承受高温能力的要求。钴基高温合金虽然耐热性能 较好，但由于钴资源产量比较少，加工比较困难，整体用量不多。因此，当前绝大 部分涡轮叶片使用镍基高温合金作为原材料进行生产。按照制备工艺，高温合金可 以分为变形高温合金（70%）、铸造高温合金（20%）和粉末高温合金（10%）。变形 高温合金指可以进行冷热变形加工，具有良好的力学性能和综合强度、韧性，具有 较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金；铸造高温合金指以铸造方法直接制备零部 件的一类合金；粉末高温合金是指用粉末冶金工艺制成的高温合金。

高温合金于 20 世纪 40 年代问世，其凭借较为优异的高温使用性能全面替代高温不 锈钢，使得涡轮叶片使用温度大幅提高，达到了 800℃的水平。20 世纪 50 年代，随 着真空冶炼水平的提高和加工工艺的发展，铸造高温合金逐渐开始成为涡轮叶片的 主选材料。20 世纪 60 年代，定向凝固高温合金出现，使得涡轮叶片承温能力达到 了 1000℃的水平。20 世纪 70 年代，在定向凝固技术的基础上，很快又发展出单晶 高温合金，至今仍被广泛应用于涡轮叶片的制造。

1.1. 变形高温合金被用作涡轮叶片材料

为满足涡轮喷气发动机热端部件的要求，20世纪30年代末镍基高温合金开始发展。 1939 年英国 Mond 镍公司首先在 20%Cr-80%Ni 电热合金中添加了少量 C 和 Ti 研制 出了镍基合金 Nimonic75，随后又研究出一种含有 Al 和 Ti 合金元素的 Nimonic80 合金，并于 1942 年将其成功的用作涡轮叶片材料。美国和前苏联高温合金发展与英 国相似，世界范围内逐渐形成了 Nimonic、Inconel、Mar-M、Udimet 等一系列牌号 的合金。这类合金都是通过锻造、轧制等工序加工成航空发动机所需的涡轮叶片等 部件，因此被称为变形高温合金。然而，随着航空工业的发展，涡轮叶片工作温度 和强度不断提升，叶片结构复杂程度也不断增加，使得通过锻造成型的变形高温合 金无法满足要求，铸造高温合金叶片应运而生。

1.2. 铸造高温合金逐渐成为主流

20 世纪 50 年代，真空熔炼和熔模精密铸造技术的先后出现，使合金的性能和铸件 的质量大幅提高，铸造高温合金得到迅速发展，并逐渐成为高温合金的主流，高温 合金进入铸造时代。镍基铸造高温合金发展可分为三个阶段：（1）在镍基高温合金 发展初期，通过适当调整和添加合金成分完全能够满足涡轮叶片材料的设计要求， 而铸造过程对改善叶片性能贡献不大；（2）随着镍基高温合金的发展，仅仅靠合金 成分的发展不能适应叶片材料性能的进一步要求，于是合金的铸造过程控制也成为 材料技术的一个关键；（3）随着镍基高温合金的继续发展，高温合金的使用温度已经接近极限，通过调整合金成分来提升合金性能的空间已变得十分有限，因此必须 通过采用新工艺，如定向凝固技术来提升合金性能。

1.3. 定向凝固技术使涡轮叶片性能得到提高

普通铸造获得的是大量的等轴晶，其自身由多个晶粒组成，存在多个晶界，而晶界 处杂质较多、原子扩散较快、原子排列不规则等缺陷，成为普通铸造高温合金工作 过程中的薄弱环节。对高温合金涡轮叶片的事故分析发现，涡轮高速旋转时叶片受 到的离心力使得横向晶界比纵向晶界更容易开裂。定向凝固高温合金通过控制结晶 生长速度，使晶粒按主承力方向择优生长，改善了合金的强度和塑性，提高了合金 的热疲劳性能，并且基本消除了垂直于主应力轴的横向晶界，减少了铸造疏松、合 金偏析和晶界碳化物等缺陷。采用定向凝固高温合金制造的涡轮叶片可承受温度达 到了 1000℃，相比上一代高温合金有了约 200℃的提升，涡轮叶片的性能得到进一 步提高。

1.4. 单晶高温合金发展迅速，获得广泛运用

单晶高温合金是在等轴晶和定向凝固高温合金基础上发展起来的一类先进发动机 叶片材料，目前单晶高温合金已经发展到第六代。20 世纪 80 年代初期，合金化理 论和热处理工艺得到突破，此时的工艺可以在定向凝固高温合金的基础上完全消除 晶界，单晶高温合金涡轮叶片制造技术由此诞生，涡轮叶片的承载温度达到 1030℃ 左右，第一代单晶高温合金 PWA1480、ReneN4 等在多种航空发动机上获得广泛应 用。 80 年代后期，第二代单晶高温合金通过加入 3%的铼元素，使得涡轮叶片的微观结 构稳定性进一步提升，持久强度与抗氧化腐蚀能力达到了一个较好的平衡，承载温 度再次提高 30℃左右，达到了 1060℃左右的水平，以 PWA1484、ReneN5 为代表的 第二代单晶高温合金在先进航空发动机上得到大量使用。 在第三代单晶高温合金中，以 CMSX-10 和 ReneN6 为例，通过提高原子半径大的难 熔元素的总含量，特别是加入 5%以上的铼，其合金成分进一步优化，涡轮叶片使用 温度达到 1100℃左右，显著提高了涡轮叶片的高温蠕变强度，并获得高强度抗热疲 劳、抗氧化和热腐蚀性能。 美国和日本已先后研制出第四代单晶高温合金 EPM-102 和 TMS-138，通过添加钌， 进一步提高了合金微观结构的稳定性，增加了长时间高温下的蠕变强度，使用温度 提高到了 1140℃。目前，日本已成功研制了承温能力更高的第五代、第六代单晶高 温合金 TMS-162、TMS-238。

2. 铼被加入高温合金用于涡轮叶片制造

第二代及之后单晶高温合金与第一代单晶高温合金相比，一个显著的变化就是添加 了金属铼。铼是一种稀有元素，其熔点高达 3180℃，是仅次于钨（W）的难熔金属 元素，耐热性能强，在高温下比较稳定。铼的高温蠕变性能优于钨（W）、钼（Mo） 和铌（Nb）等难熔元素，兼具优良的耐磨性及抗腐蚀性，非常适用于制造工作环境 苛刻的航空发动机零部件，尤其对高性能涡轮叶片的研制具有重要意义。 铼是镍基单晶高温合金中最有效的固溶强化元素之一，其倾向于在 γ 基体中集中， 形成的铼原子团约 1nm 且短程有序，这种原子团簇的强化能力较传统固溶强化手段 更加突出。此外，铼的加入还能起到降低其他合金元素的扩散效率、减少单晶铸件 的晶粒缺陷和表面再结晶、改善合金的抗热腐蚀性能等作用。以国内研制的单晶高温合金为例，第一代单晶高温合金 DD3 未添加铼，第二代单晶高温合金 DD6 添加 了 2%的铼，第三代单晶高温合金 DD9 添加了 4.5%的铼。研究结果显示，在同等温 度和压力的测试条件下，DD9 合金的蠕变断裂寿命几乎是 DD6 合金的两倍。随着 人们对铼的认识不断深入，其已成为单晶高温合金中不可或缺的重要元素，目前日 本研制的最新一代单晶高温合金 TMS238 中，铼的含量已提升至 6.4%。

鉴于铼在航空航天领域的重要性，各国均将铼视为战略资源，但是其储量稀少，加 工困难，导致价格高昂，制约了其在航空航天领域的广泛应用。根据美国地质调查 局发布的《矿产品摘要 2023》，2022 年全球铼的产量为 58 吨，同比下降 2.52%。其 中智利产量最多，达到 29 吨，市场份额为 50%；波兰、美国、乌兹别克斯坦、韩 国、中国产量分别为 9.5、9、4.9、2.8 和 2.5 吨，产量占比分别为 16.4%、15.5%、 8.4%、4.8%和 4.3%。目前，美国通过长期合同的形式，垄断了包括智利在内的大部 分铼供给，每年从智利、哈萨克斯坦等国进口大量的铼资源。

2016 年至今，虽然铼价格整体呈逐步下降的趋势，但当前仍然达到了 17000 元/千 克，全球铼资源储量及产量的稀缺使其价格一直维持在较高水平。考虑到我国铼资 源较为稀缺，较高的价格使得含铼单晶高温合金十分昂贵，制造成本压力大增，对 其在航空航天领域的应用形成一定程度的阻碍。

除了储量稀少和价格昂贵的缺点外，铼也是有害的拓扑密排相（TCP）的重要形成 元素，加入过量的铼对单晶高温合金组织的稳定性不利，还会在合金经过长期高温 服役后降低合金的持久性能，从而加速合金的失效。因此，从第四代单晶高温合金 开始，钌（Ru）被当作解决 TCP 的途径加入到单晶高温合金中。但是，钌的加入可 能导致拓扑反转的发生，尤其是在高温下，会影响单晶高温合金的蠕变断裂寿命。 此外，铼的密度为 21.0g/cm³，仅次于锇（Os）、铱（Ir）和铂（Pt），如此高的密度 与涡轮叶片设计轻质化的趋势相悖。因此，全球范围内对于涡轮叶片材料的研究从 未停止。

3. CMC 材料有望成为涡轮叶片材料发展方向

3.1. CMC 材料相较高温合金具有优势

基于当前涡前燃气温度发展快于涡轮叶片承受温度、涡轮进口温度已逐步接近高温 合金熔点、向高温合金中加入难熔金属元素存在各种限制等既定事实，陶瓷基复合 材料（CMC）成为新一代航空发动机涡轮叶片的首选材料，也是未来航空发动机的 核心技术之一。 目前，飞机中各类先进复合材料的用量占比已达到 50%，复合材料在航空航天领域 占有十分重要的地位。陶瓷基复合材料是以先进耐高温的陶瓷为基体，与各种具有 高强度、高弹性的纤维复合的一类复合材料。按照基体材料划分，可以分为氧化物 陶瓷基复合材料、非氧化物陶瓷基复合材料和玻璃陶瓷基复合材料，其中非氧化物 陶瓷基复合材料包括碳化硅（SiC）、氮化硅（Si₃N₄）、氮化硼（BN）等，这类材料 具有强度高、硬度高、耐高温性能优异等特点。为了克服陶瓷脆性大的缺点，拓宽 其使用范围，需要在陶瓷基体中引入第二相材料，使之增强增韧。目前实现陶瓷基 复合材料强韧化的途径有纤维增强和颗粒弥散等，其中纤维增强较为常见，主要的 纤维种类包括碳纤维、碳化硅纤维、石英纤维、氧化物纤维等。

从陶瓷基体角度来看，碳化硅拥有良好的耐高温性、抗氧化性和力学强度，是目前 制备高性能陶瓷基复合材料最佳的基体材料，目前较为常见的陶瓷基复合材料主要 有碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（SiCf/SiC）和碳纤维增强碳化硅陶瓷基复 合材料（Cf/SiC）。 Cf/SiC 复合材料具有耐高温和高抗热震性能、高耐磨性和高硬度、耐化学腐蚀特性、 高导热、低热膨胀系数等优异性能。SiCf/SiC 复合材料具有高比强度和比刚度、良 好的高温力学性能和抗氧化性能、优异的抗辐照性能和耐腐蚀性能。Cf/SiC 复合材 料在高温环境中易氧化导致性能下降甚至失效，在制造过程中也很难消除纤维中的 氧以及确保保护涂层完全覆盖且不破损。因此，在高温环境中长时间重复使用的部 件一般使用 SiCf/SiC 复合材料，SiCf/SiC 复合材料也被认为是未来航空发动机最有 前景的材料之一，是提高发动机性能的关键材料。

与镍基高温合金相比，SiCf/SiC 复合材料拥有显著优势。（1）更高的承温能力： SiCf/SiC 复合材料耐温极限比镍基高温合金提高约 150℃，可以提高航空发动机的 效率；（2）更低的密度：SiCf/SiC 复合材料的密度约为 3g/cm³，仅为高温合金的 1/4- 1/3，较低的密度可以显著降低发动机重量从而大幅提高推重比；（3）高温下优异的 持久强度；（4）灵活性高：纤维纺织技术的引入使 SiCf/SiC 复合材料的设计性和结 构适应性大幅提高。此外，SiCf/SiC 复合材料在保持传统陶瓷材料（氮化硅、碳化 硅等）耐高温、高强度和刚度、密度低、抗腐蚀等优良性能的同时，克服了其脆性 大的致命弱点，提高了其韧性和可靠性。

对于军用发动机来说，提高推重比是重中之重，使用 SiCf/SiC 复合材料可以提高涡 轮叶片使用温度，进而通过提高涡轮进口温度来提高推重比。对于民用发动机来说， 降低油耗从而降低燃油成本则更为关键，使用 SiCf/SiC 复合材料可以实现减重的目 的，提升发动机效率，进而减少油耗。 因此，由于 SiCf/SiC 复合材料拥有比高温合金更高的使用温度和更轻的质量，拥有 比陶瓷材料更高的韧性和可靠性，目前已呈现出从低温向高温、从冷端部件向热端 部件、从静子向转子的发展趋势。未来 SiCf/SiC 复合材料在航空发动机热端部件的 发展前景广阔，潜在使用位置包括航空发动机燃烧室、高低压涡轮（主要包括导向 叶片、转子叶片及涡轮外环）、喷管等。

3.2. CMC 材料已被广泛研究和应用

从 20 世纪 50 年代开始，欧美国家已经开展 CMC 在航空发动机热端部件上应用的 研究，其中法国 Snecma 公司和美国 GE 公司在该领域研究起步最早，技术成熟度 和应用程度相对较高。美国从 1979 年至今针对 CMC 材料在航空发动机上的应用进 行了大量的研发投入，相继开展了 HITEMP、HSR-EPM/CPC、UEET 和 ERA 等计划。其他发达国家也针对 CMC 材料在航空发动机上的应用积极开展研究，主要有 英国 AST 计划、法国 ASTF 计划和日本 AMG 计划等。最终形成了一整套 CMC 材 料力学行为及其在航空发动机部件上应用的研究体系，直接促进航空发动机的快速 发展。 20 世纪 90 年代，法国 Snecma 公司研发了 CERASEP 系列的 CMC，并将该材料成 功应用在了 M-88 型发动机的喷管调节片上，标志着 CMC 在航空方面的应用已经 开始。此后，GE 公司、罗罗公司和 Hyper-Therm HTC 公司针对 CMC 材料在航空发 动机热端部件的应用开展大量研究。

关于航空发动机中 CMC 材料的应用和研究，GE 公司一直走在世界前列，其进行了 大量的试验，先后考核了涡轮外环、燃烧室火箭筒、涡轮导向叶片、低压涡轮转子 叶片等构件，其中最先进入商业化批产的是 CFM 国际公司 LEAP 发动机的一级高 压涡轮外环。LEAP-1A 和 LEAP-1B 分别为空客 320neo 和波音 737MAX 提供动力， LEAP-1C 则是中国 C919 飞机中唯一的西方动力装置。 2020 年初世界上最大最先进和效率最高的双发飞机波音 777X 顺利完成首飞，搭载 的发动机 GE9X 是目前世界上最大的全新一代商用航空发动机。其燃烧室和高压涡 轮部分采用了 CMC 材料，GE9X 发动机的重量比采用高温合金减轻约 1/3，减小冷 气消耗量达 15%，燃油消耗显著降低，同时发动机推力、推重比和燃油热效率均取 得显著提高，这在世界航空发动机发展中具有里程碑意义。