航空航天材料2章高温金属结 构材 料3

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1、第2章 高温金属结构材料,主讲人：章继峰 办公室：11#2027 电话：0451-82519956 手机：13199532163 所在单位：智能结构与先进复合材料实验室 实验室主页： 教师主页：http:/ 高温合金的发展过程,一、高温金属材料的概念,在高温下合金能具有较高的强度，良好的疲劳性能、断裂韧度，以及强的抗氧化和抗热腐蚀性能，并保持良好的组织稳定性和可靠的使用性能等综合性能。,二、高温金属的两个概念,高温蠕变指温度高于0.5T熔点下，材料承受远低于屈服强度的应力时，随着时间的持续增加而产生的缓慢塑性变形的现象。典型的蠕变曲线见图所示，根据变形速率随时间的变化，蠕变曲线可分为三个阶段。

2、,图 典型的蠕变曲线,第一阶段，即蠕变的减速阶段。随时间的增加，形变量增加，变形速率降低，见右图的AB段。 第二阶段，即恒定蠕变阶段。此时蠕变变形速率随加载时间的延长而保持不变，如BC段。 第三阶段，蠕变的加速阶段。蠕变形变速率显著增加，当达图中D点时，材料断裂，温度越高，承受力越大，蠕变断裂时间越短。,二、高温金属的两个概念,为保证在高温长期载荷作用下的机件不致产生过量变形，要金属材料具有一定的蠕变极限。蠕变极限是高温长期载荷作用下材料对塑性变形抗力的指标 蠕变极限一般有两种表示方法： 在给定温度T下，使试样产生规定蠕变速度的应力值，符号 表示（其中 为第II阶段蠕变速度，%/h）。 例如：

3、 表示在600的条件下，蠕变速度为110-5 %/h的蠕变极限为600MPa。 在给定温度T和在规定的试验时间（，小时） 内，使试样产生一定蠕变变形量（，%）的应力值，以符号 表示。 例如： 表示在600的条件下，10万小时后伸长率为1%的蠕变极限为100MPa。,二、高温金属的两个概念,对于高温材料除测定蠕变极限外，还必须测定其在高温长时载荷作用下抵抗断裂的能力，即持久强度。 材料的持久强度，是在给定温度T下，恰好使材料经过规定的时间（t）发生断裂的应力值，以 （MPa）表示。 如：某材料在700承受30MPa的应力作用，经1000h后断裂，则称这种材料在700、1000h的持久强度为30M

4、Pa，写成 =30MPa。,高温金属蠕变机制,位错滑移蠕变 塑性变形位错滑移塞积、强化、更大切应力下才能重新运动变形速度减小； 在高温下，靠热激活和空位扩散来进行刃位错发生攀移位错在新的滑移面上运动位错源再次开动、使蠕变得以不断发展（动态回复过程） 蠕变速度增大。 第I阶段，材料因变形而强化，阻力增大，速率减小。 第II阶段，材料强化与动态回复共存，达到平衡，蠕变速率维持不变。,高温金属蠕变机制,扩散蠕变 发生在T/Tm 0.5的情况下，是大量原子和空位的定向移动的结果。 无外力作用下，原子和空位的移动无方向性，材料无塑性变形。 有外力作用时，拉应力下的晶界产生空位，而压应力作用下的晶界空位浓

5、度小，因此空位由拉应力 晶界向压应力晶界迁移，致使晶体产生伸长的蠕变。 扩散途径：（1）空位沿晶内流动，Nabarro-herring机制；（2）沿晶界流动，Coble机制。,扩散蠕变机理,高温金属蠕变机制,晶界滑动蠕变 高温下（T/Tm 0.5），晶界上的原子易扩散，受力后发生滑动，促进蠕变； 多晶陶瓷中存在大量晶界，晶界是低熔点氧化物聚集之处，易于形成玻璃相。在温度较高时，晶界粘度迅速下降。外力导致晶界粘滞性流动，发生蠕变。 晶界形变在高温时很显著，甚至能占总蠕变变形量的一半，晶界的滑动是通过晶界的滑移和迁移来进行的。,高温金属蠕变对策,要降低蠕变速度提高蠕变极限，必须控制位错攀移的速度；

6、 要提高断裂抗力，即提高持久强度，必须抑制晶界的滑动，也就是说要控制晶内和晶界的扩散过程。 具体方法： （一）合金化学成分的影响 耐热钢及合金的基体材料一般选用熔点高、自扩散激活能大或层错能低的金属及合金。 熔点愈高的金属(Cr、W、Mo、Nb)，自扩散愈慢； 层错能降低，易形成扩展位错，位错难以交滑移、攀移； 弥散相能强烈阻碍位错的滑移与攀移； 能增加晶界扩散激活能的添加元素(如硼及稀土)， 则既能阻碍晶界滑动，又增大晶界裂纹的表面能。 面心立方结构的材料比体心立方结构的高温强度大。,高温金属蠕变对策,（二）冶炼工艺的影响 降低夹杂物和冶金缺陷的含量； 通过定向凝固工艺，减少横向晶界，提高持

7、久强度，因为在横向晶界上容易产生裂纹。 （三）热处理工艺的影响 珠光体耐热钢一般采用正火加高温回火工艺。回火温度应高于使用温度100150以上，以提高其在使用温度下的组织稳定性。 奥氏体耐热钢或合金一般进行固溶处理和时效，使之得到适当的晶粒度，并改善强化相的分布状态。 采用形变热处理改变晶界形状(形成锯齿状)，并在晶内形成多边化的亚晶界，则可使合金进一步强化。 （四）晶粒度的影响 晶粒大小：当使用温度低于等强温度时，细晶粒钢有较高的强度；当使用温度高于等强温度时，粗晶 粒钢及合金有较高的蠕变抗力与持久强度。但是晶 粒太大会使持久塑性和冲击韧性降低。 晶粒度不均匀：在大小晶粒交界处出现应力集中，

8、 裂纹就易于在此产生而引起过早的断裂。,三、航空航天高温金属部件工作特点与要求,高温结构部件的使用特点,三、航空航天高温金属部件工作特点与要求,美国国防部要求新一代航空发动机保证超音速巡航和超低空突防， 还具备： 推重比增加20% 零件数目减少40-60% 零件寿命增加150% 寿命循环成本至少降低25% 耐久性增加2倍 F119就是在这种背景条件下研制成功的第一台全新设计的西方第四代航空涡扇发动机。,三、航空航天高温金属部件工作特点与要求,燃气涡轮发动机的涡轮叶片材料性能： 高的抗氧化能力（即高的热稳定性） 足够的热强性（即能在更高的温度下具有抗蠕变和断裂的能力） 满意的塑性和韧性； 更高的

9、热疲劳性（即对能引起热应力的热交换的敏感性要低） 足够高的低循环疲劳强度 良好的耐蚀能力（保持叶片的空气动力性能） 高的导热性和低的热膨胀系数 良好的工艺性能（即良好的焊接性能，锻造性能及铸造性能等）,三、航空航天高温金属部件工作特点与要求,三、航空航天发动机材料设计,什么是材料的设计？ 过去的发动机研制是认为材料是完全无缺陷的-实际上合金在冷热加工中会产生缺陷导致构件的承载力降低 目前对发动机在热力耦合作用下耦合响应还缺乏深入了解，导致缺乏精确设计工具 应该根据使用的特点和可能存在的缺陷情况来确定表征材料及其相应工艺的特征及数据，特别是裂纹萌生与扩展的特征和断裂塑性,三、航空航天发动机材料设

10、计,60年代末，发动机部件的强度设计经历了由强度估算到损伤容限设计的发展阶段。 对发动机结构的设计理念随着发生变革 从突出强调发动机性能到可靠性、耐久性、工艺性及性能综合平衡； 从单纯追求减重到保证可靠性、耐久性、维修性基础上的重量优化 强调将先进的结构概念和材料概念统一于先进发动机整体，使材料/工艺/设计/结构一体化,三、先进高温结构材料的选择,三、先进高温结构材料的比较,航空航天发动机的候选材料,三、先进高温结构材料的比较,航空航天发动机的候选材料比较,比强度比较,强度/韧性比较,三、先进高温结构材料的设计原则,高温及应力作用下，材料的组织结构不断发生变化，主要是因为高温合金中发生的显微结

11、构的不稳定性，包括： 金属间相的析出 相的分解 相的聚集和粗化 相的溶入和再析出 有序无序转变 材料氧化 应力腐蚀裂纹,四、常用高温金属材料,高温钛合金，包括近钛合金、钛合金、近钛合金 优点：比强度高、耐高温、耐腐蚀 铁基（铁镍基）高温合金，铁基高温合金由奥氏体不锈钢发展而来，在18-8型不锈钢中加入钼、铌、钛等合金元素，使其在500700温度下的持久强度提高。 优点：成本低，可用于制作一些使用温度较低的航空发动机和工业燃气机上的涡轮盘、导向叶片，以及一些承力件、紧固件等。 缺点：铁基高温合金由于沉淀硬化型的组织不稳定，抗氧化性差，高温强度不够，仅可使用于800， 镍基高温合金，以镍为基体，w

12、 Ni 50%，可在7001000温度范围内使用。 优点：镍基高温合金可溶解较多的元素，具有较好的组织稳定性，高温强度较高，比铁基高温合金有更好的抗氧化性和抗腐蚀性。,四、常用高温金属材料,钴基高温合金w Co在4060的奥氏体高温合金，工作温度可达7301100。 优点：当温度高于980时，其强度很高，抗热疲劳、热腐蚀和耐磨腐蚀性都很佳，适合于航空发动机，工业燃气轮机，舰船燃气轮机的导向叶片和喷嘴导向叶片以及柴油机的喷嘴等。 缺点：一般钴基高温合金含w Ni = 10%-22% 和 w Cr = 20%30%，以及钨、钼、钽、铌等固溶强化和碳化物形成元素，其含碳量较高，是以碳化物为主要强化相

13、的高温合金，缺少共格类的强化相，中温强度不如镍基高温合金。,钴是重要的战略物质，大多数国家缺乏，因此发展受到严重限制。,四、常用高温金属材料,金属间化合物-以TiAl为例 密度小、强度高、塑性好，有优异的高温蠕变性能 金属间化合物全层片组织特征： 层片的平均粒晶尺寸为50350um； 2/层片的平均体积分数为525； 中的2相分布应该均匀； 层片状的层片厚度应小于1um，应控制最小值以保证该结构在高温长期工作时的稳定性； 晶界应呈不规范形状且处于稳定的低能状态； 层片状晶粒内不含细小的等轴晶粒。,四、常用高温金属材料,难熔金属合金-钼及合金 性能特点：良好的导热、导电性和低的膨胀系数，高的高温

14、（11001650）比强度，与钨相比易加工。 强化途径： 加工硬化 固溶强化：W、Re 沉淀强化：Hf，Zr，Ti 目前，性能最好、应用最为广泛的钼合金为MoTiZr系,四、常用高温金属材料,难熔金属合金-钽合金 钽的脆韧转变温度低 钽合金高温强度高，易变形加工，有良好的焊接性。 强化方式：固溶、沉淀 工业用典型：TaW系 制备方法：真空自耗电弧和电子束熔炼塑性变形加工,四、常用高温金属材料,难熔金属合金-铌合金 在钨、钼、钽和铌中，铌的密度最小，熔点最低，在11001250具有最高的比强度及较低的脆韧转变温度，较好的焊接性能和耐蚀性能，高温下与氧反应。 典型的铌合金有：Nb-Zr，Nb-Hf

15、等 制备工艺： 电子束和真空电弧熔炼，采用挤压、轧制等加工方法加工，采用粉末冶金工艺科制成高强度铌合金,四、常用高温金属材料,难熔金属合金-钨合金 60年代中期，喷口材料开始用WAg合金代替W。 80年代，研制出WCu合金 粉末冶金法制造（W、Ag、Cu熔点分别为3410、960.8、1083，不发生合金化作用）。 元素粉末混合烧结法和熔渗法。 熔渗法：钨粉压制烧结（预烧）骨架熔渗Cu或Ag,五、高温合金的应用,航空发动机 1) 燃烧室。部分压缩空气与燃料混合，在燃烧室燃烧，所产生的燃气温度在15002000之间。其余的压缩空气在燃烧室周围流动，穿过室壁的槽孔使室壁保持冷却。燃烧筒合金材料承受温度可达800900以上，局部可达1100。冷却空气与燃烧的气体混合，使燃气温度降到1370以下。可见，燃烧室壁除受高温外，还承受由于内外壁温度不同引起的热应力作用。特别是在起飞、加速和停车时，温度变化更为急剧。由于周期循环加热冷却，热应力可达很大值，冷却孔更易破坏、燃烧室常出现变形、翘曲、边缘热疲劳裂纹等。 2) 导向叶片。导向叶片是调整从燃烧室出来的燃气流动方向的部件。先进涡轮发动机导向叶片工作温度可高达1100，但叶片承受的应力比较低，一般在70MPa以下。对材料要