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1、第18卷第4期航空材料学报Vol.18,No.41998年12月JOURNALOFAERONAUTICALMATERIALSDecember1998未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋向傅恒志(西北工业大学)摘要根据发动机材料基本服役环境的特点,提出将先进的结构概念与材料概念、发动机的先进性、可靠性与材料组织和缺陷的可控性与稳定性结合起来开展材料研究的论点。从使用温度、高温比强、抗氧化性、韧性、导热性与加工性方面分析了传统材料与新材料体系的特点,并针对我国航空发动机材料中存在的问题,提出了若干建议。关键词航空发动机高温合金陶瓷复合材料金属间化合物1先进航空发动机的发展特点无论军用或民用
2、飞机,其性能在相当大程度上取决于发动机的水平。近半个世纪以来,航空发动机技术取得了巨大的进步,军用发动机推重比从初期的2～3提高到了7～8。最近几年,美国和西欧四国已经研制出推重比10的第四代涡扇发动机,如美国的F119和西欧的EJ200。与第三代发动机相比,第四代发动机的推重比增加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。美国先进战斗歼击机(ATF)发动机计划和随后的综合高性能发动机技术计划(IHPTET),其总目标是到2003年使推重比达到20,耗油率降低50%。推重比的提高是基于涡轮前温度的增加,F119的涡轮前温度已接近
3、1800℃。随着推重比和涡轮前温度的不断提高,压气机和涡轮级数逐渐减少,单级负荷不断增大,零件的应力水平越来越高,工况越趋恶劣,叶片等关键零件的结构也越趋复杂,必须寻求更先进,更可靠的材料和工艺才能满足发动机的设计要求。2航空发动机结构设计观念与材料的关系国外在追求高性能研制思想指导下,60年代研制的航空燃气涡轮发动机突出要求高推重比、高压比和高涡轮前温度。如美国在15年间,军用发动机从J75发展到F100,推重比增1998年7月26日收到初稿,1998年10月22日收到修改稿联系人:傅恒志,中国工程院院士,西北工业大学材料科学与工程系,西安(710072)第4期未来航空发动机材料面临
4、的挑战与发展趋向53加了一倍,涡轮前温度提高了430℃,燃油消耗率降低了15%。与此相适应,涡轮部件的平均周向应力提高了92%。民用发动机从J74发展到JT9D,推重比提高了70%,涡轮部件的平均周向应力增大了95%。“三高”的结果突出了一个矛盾,即一方面高增压比和高涡轮前温度使气动负荷、热负荷及转子的切线速度,亦即离心负荷大幅度提高,另一方面高推比要求提高构件的工作应力,减轻构件重量和增大刚度,为此,大量采用新合金和新工艺,发动机的结构故障也随之显著增加。据统计1963～1978年中,美空军战斗机共发生了3824起飞行事故,其中由发动机原因引起的有1664起,占43.5%,而其中因结
5、构强度和疲劳寿命等与材料有关问题导致的发动机故障事故占90%以上。如号称推重比8的F100,尽管达到了空军规定的三项主要性能指标,但在耐久性和可靠性方面并未满足要求,在地面试验中陆续发生整机爆炸、压气机失速、叶片断裂等问题,在空军使用过程中仅涡轮和导向叶片损坏即达47次,主燃油泵油液故障60次,加力燃油泵轴承故障10次,4号主轴承故障8次以及其他故障。过去的经验教训表明:(1)过去发动机研制均基于构件的安全无缺陷设计;而实际情况是从原材料生产到冷热加工成形均会形成缺陷,从而使构件的承载能力降低。(2)对发动机受载与热振动的耦合作用及材料组织结构对此种耦合作用的响应认识不够清楚,难以作出
6、精确的分析和预测。(3)要根据使用特点和可能存在的缺陷来确定表征材料及其相应工艺的特性及数据,重点应放在裂纹萌生与扩展特性和断裂韧性上。60年代以来,航空发动机部件的结构设计经历了由强度估算到损伤容限设计的发展过程。在断裂力学发展的基础上开始运用损伤容限设计方法来处理关键零件的寿命,使大批按有限寿命设计的零件经过延寿继续使用。应用损伤容限设计技术,要求有一整套适用于断裂力学计算分析和材料损伤的大量材料数据。总之,航空发动机研制技术不断发展对材料数据所要求的种类和数量愈来愈多并愈加复杂。材料数据已经与发动机研制的先进性、可靠性和安全性紧紧地连在一起。事故的教训和结构设计方法的改进促进了发
7、动机研制思想的变革,主要表现为:①从突出强调发动机性能到可靠性、耐久性、工艺性及性能的综合平衡;②从单纯追求减重到保证上述性能平衡基础上的重量优化;③把材料及相应成形工艺的研究纳入整个发动机发展之中,使材料工艺与设计、结构紧密联系起来。3先进航空发动机对材料的要求及高温材料的发展趋向根据先进发动机发展的要求,燃烧室温度达2000～2200℃,且由于设计与结构上的原因,可用于冷却的空气很少,据称,美国IHPTET的实现,70%～80%要靠材料的改
