4.在航空航天材料中,高温材料占有关键地位, 涡轮,喷嘴,燃烧室各系统中的主导部件均在 高温下工作,承受着发动机工作状态的最高 温度.先进发动机涡轮叶片的工作温度约在 1850~2500K．所受负荷极大，应力状态甚 为复杂，工作条件非常恶劣。低周疲劳、 热疲劳、高温蠕变及它们之间耦合造成的 复杂型损伤，常常是致命的，加上高温氧 化与腐蚀的作用，使得对材料的要求极为 严苛。
3.3.1高温钛合金应用概况
1. 钛合金仅含有稳定 相和强化合金的元素。 由于强度水平较低，且存在易受腐蚀的问 题，故少有应用。现有钛合金中工作温度 最高的是近 钛合金，一般含有5％-6％的 铝，并以Zr、Sn稳定组织和强化，并加入 少量 相稳定元素。此类合金是目前在中温
下获得广泛应用的材料，具有好的抗蠕变 及抗氧化性能。合金中普遍加入少量Si，它 可以细小的硅化物沉淀析出，阻碍位错攀 移，而提高抗蠕变性能。
2. 70~80年代期间，英美分别研究开发了以改善疲 劳强度为主的IMl829、IMl834和Ti-1100合金，前 者居于Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Nb-Si合金系．IMl834还含 有0.06％C.这样的成分使合金的抗氧化能力和抗
蠕变性能大大提高，而且有效地细化了宏观和微 观组织，工作温度可望达到近600度。 IMl829合 金是 处理的组织是针状 +少量转变 使合金具 有最好的抗蠕变性能和断裂韧性; IMl834合金是 处理的近 合金．其组织是针状转变 +少量的初 生 。Neal认为：当组织为5％ 相95％针状转 变 时．合金具有高温蠕变性能和疲劳性能的最佳
3.3.2高温钛合金合金化历程 1.美国于1954年研制成功的钦合金Ti-6A1-4v，该合
金可在350~400度工作，由于兼具 多两相特 征，因此，作为高温结构合金，得到了广泛的应 用。60年代，开发了Mo含量较高的Ti-6246和Ti6242合金，将使用温度提高到450~500左右。 Ti6246合金的 稳定化程度进一步提高，固溶时效 和双重退火后的低周疲劳强度明显高于相应的Ti64(Ti-6A1-4v)合金，同时具有较高高温蠕变强度 和瞬时强度。70年代，通过添加Si元素，开发了 使用温度超过500度的Ti-6242S合金，Si的加入提 高了合金的蠕变性能，使之在565温度下具有高 强度、高刚度、抗蠕变和好的热稳定性，广泛应 用于涡轮发动机部件。
2.不断提高钛合金的工作温度和强度,以代替较重的 镍基高温合金,提高发动机的推重比,应是新型钛合 金研究的重点. 在先进航空发动机上钛合金的发展目标是除高温 涡轮部分的零部件外,用在所有中,高温及高负载的 构件上,代替高强合金及高温合金.
3. 多合金代表钛合金系中具有最高综合性能的 一类材料，Ti-6Al-4V虽是50年代的合金，迄今与 Ti-6A1-2Sn-4Zr-2Mo(Ti16242)高温钛合金仍属于 应用最广泛的太合金，Ti-6Al-4V用于制造工作温 度不超过400度的各种飞机结构和发动机零部件， Ti6424合金用于制造工作温度在500度以下的高 压压气机零部件。Ti-6A1-4V合金具有最好的综合 性能.
3.3高温钛合金
1.钛合金有密度小,强度高,耐高温,抗腐蚀等优 点.通常钛合金按其主要合金化元素可分为 近 亚稳 和 合金。钛合金中铝是最重要
的元素，它不仅在钛中有高的溶解度，且 有高的强化作用，而且其密度只有钛的一 半，可以起到提高材料强度，减轻重量的 作用。然而必须注意，铝加入量不宜超过9 ％，否则将容易形成有序化合物Ti3Al，导 致增大合金脆性.
6.先进发动机材料的选择、研究、开发及使用应当 建立在充分认识发动机材料服役的基本环境与要 求的基础上，它们的基本特点是：高温，高载荷， 高氧化腐蚀．高性能重量比，高可靠性与长寿命。 针对服役的特点，以下基本性能应是选择材料的 出发点：
①可承受的最高温度;
②高温比强度与比寿命;
③高温抗氧化能力;
④韧性;
⑤导热性;
⑥加工性;
7.此图是各类材料系统在六个基本性能方面所显示的特征。 该图以六个坐标轴代表相应的基本性能，将各类材料进行
对比，显示各自的优势和缺点。可以看出，作为高温结构
材料的超合金是具有耐高温、高强韧、抗氧化、易于加工
成形和良好导热性的材料，具有效全面的综合性能。但随
发动机涡轮进口温度的不断提高，超合金由于熔点的限制
结合.
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3.BT18T和BT 18Y是典型的近 型钛合金。采 用高含Al量、高合金化作为热强合金的基础， 在Ti-Al(6％~8％)基体合金的基础上以提高
gA第三章 高温金属结构 材料
1.航空航天飞行器的工作条件十分复杂。大 部分构件在高复合应力、高温及环境侵蚀 下服役。所以对航空航天材料的主要要求 是耐高温、高比强度、高比刚度、抗疲劳、 耐腐蚀、长寿命和低成本。
2.发动机中涡轮盘、叶片要具有在高温下有 足够的强度、抗高温介质腐蚀、抗侵蚀、 高的热导率、低膨胀系数、良好的工艺性 能等。它们一般由镍基、铁基高温合金制 成的。
如图所示,是涡轮元件服役情况下，各种负载的环境
作用对元件寿命的影响，可以看出，在较低温度， 主要影响寿命的因素是热腐蚀(硫化)及热疲劳， 而在1000度以上，元件寿命则主要受蠕变及氧化 的制约.
5.高温及应力作用下，材料的组织结构会不 断发生变化。比如在高温合金中发生的显
微结构的不稳定性，包括①金属间相的析 出．②相的分解(碳化物、硼化物、氮化 物)．③相的聚集和粗化，④相的溶入和再 析出，⑤有序-无序的转变，⑧材料氧化， ⑦应力-腐蚀裂纹，它们均是时间的函数。 因此．材料的力学性能也必然随服役时间 的延长而降低。
可能的最高使用温度已不能满足需要。与超合金相比，金 属间化合物与陶瓷可以在更高的温度下工作。图(A)还显 示，金属间化合物虽然最高耐温性低于陶瓷，但其韧性、
可加工性与导热性远优于陶瓷材料，总体来看，有可能比 陶瓷更早的用于发动机承动载荷的关键部件。图(B)是各 类金属间化合物及其复合材料之间的对比．显示了各自的 长处及不足。显然．从使用温度的要求看，NiAl基优于 TiAl基，而MoSi2基又远优于前两者。