第23卷 增刊 2 钢铁研究学报 Vol.23, Supplement 2 2011年12月 Journal of Iron and Steel Research December 2011

航空发动机涡轮叶片材料的应用与发展

董志国， 王 鸣， 李晓欣， 滕佰秋

（沈阳发动机设计研究所，辽宁 沈阳 110015）

摘 要：从技术发展的角度介绍了航空发动机涡轮叶片材料的应用情况，阐述了涡轮叶片设计思想的发展、对未来涡轮叶片可供选用的新材料进行了前瞻。

关键词：航空发动机；涡轮叶片；高温合金；发展

Application and Progress of Materials for Turbine Blade

of Aeroengine

DONG Zhi-guo, WANG Ming, LI Xiao-xin, TENG Bai-qiu

(Shenyang Aeroengine Research Institute, Shenyang 110015, Liaoning, China)

Abstract: From the viewpoint of technological development, we introduce the applications of the turbine blade of aeroengine. illustrate the progress of the design ideas about turbine blade and look forward to the new available materials used in turbine blane. Key words: aeroengine; turbovane; superalloy; progress

1 引言

燃气涡轮是航空燃气涡轮发动机的重要部件之一，为使航空燃气涡轮发动机在尺寸小、重量轻的情况下获得高性能，主要的措施是采用更高的燃气温度。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，国外现役最先进第四代推重比10一级发动机的涡轮进口平均温度已经达

到了1600 ℃左右，预计未来新一代战斗机发动机的涡轮进口温度有望达到1800 ℃左右，各代发动机涡轮叶片选用材料发展如表1所示。据报道，自20世纪60年代中期至80年代中期，涡轮进口温度平均每年提高15 ℃，其中材料所做出的贡献在7 ℃左右。可见，材料的发展对提高涡轮进口温度起到了至关重要的作用[1,2]。

表1 各代发动机涡轮叶片选用材料发展

Table 1 Development of selected materials for different generation turbine blade in aeroengine 代 别 主要性能指标 典型 发动机 涡轮叶片

结构 材料

第二代 推重比：4-6； 涡轮前温度：1300-1500K 斯贝MK202

第三代 推重比：7-8； 涡轮前温度：1680-1750K F100，F110 气膜冷却空心涡轮叶

片

第一代单晶和定向合

金

第四代

推重比：9-10； 涡轮前温度：1850-1980K F119，EJ200 服役：20世纪末 复合冷却空心叶片 第二代单晶合金

第五代

推重比：12-15； 涡轮前温度：2100-2200K 预计2018年 双层壁超冷/铸冷涡轮

叶片 金属间化合物 第三代单晶合金

服役：20世纪60年代 服役：20世纪70年代

实心叶片 定向合金和高温合金

____________________________________ 

作者简介：董志国（1977—），男，博士，主要从事航空发动机设计选材工作

图1 各代发动机涡轮叶片结构与选用材料的发展历程 Fig. 1 Development course of the structure and selected

materials for turbine blade in aeroengine

2 涡轮叶片材料的发展

为了满足第一代航空喷气式涡轮发动机的涡轮叶片的使用要求，20世纪50年代研制成功的高温合金凭借其较为优异的高温使用性能全面代替高温不锈钢，使其使用温度有一个飞跃的提高，达到了800 ℃水平，掀起了涡轮叶片用材料的第一次革命。

20世纪60年代以来，由于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。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，进一

步减少了铸造疏松、合金偏析和晶界碳化物等缺陷，使用温度达到了1000 ℃水平。单晶合金涡轮叶片是定向凝固技术的进一步发展，其耐温能力、蠕变强度、热疲劳强度、抗氧化性能和抗腐蚀特性较定向凝固柱晶合金有了显著提高，从而很快得到了航空燃气涡轮发动机界的普遍认可，几乎所有先进航空发动机都采用了单晶合金用作涡轮叶片，成为二十世纪80年代以来航空发动机的重大技术之一，掀起了涡轮叶片用材料的第二次革命。各代发动机涡轮叶片结构与选材发展历程如图1所示[3]。

以PW公司的PWA1484、RR的CMSX-4，GE公司的Rene′N5为代表的第二代单晶合金与第一代单晶合金相比，通过加入3%的铼元素、适当增大了钴和钼元素的含量，使其工作温度提高了30 ℃，持久强度与抗氧化腐蚀能力达到很好的平衡。在第三代单晶合金Rene N6和CMSX-10中，合金成分进行进一步优化，提高原子半径大的难溶元素的总含量，特别是加入高达5wt％以上的铼，显著提高高温蠕变强度，1150 ℃的持久寿命大于150小时，远远高于第一代单晶合金约10小时的寿命，并获得高强度、抗热疲劳、抗氧化和热腐蚀性能。美国和日本相继开发出了第四代单晶合金，通过添加钌，进一步提高了合金微观结构的稳定性，增加了长时间高温暴露下的蠕变强度。其1100 ℃下的持久寿命比第二代单晶合金提高了10倍，使用温度达到了1200 ℃。不同代的单晶成分如表2所示[4]。

表 2 四代单晶合金成分变化

Table 2 Variation of component for four generation single crystal superalloys

代序 第4代 第3代 第2代

合金

Cr

Al Ta W5.55 8.25 6

7.2

6

Mo

Re

Ti

Ru

Nb

Co

C Hf B Y 0.03 0.15 0.004 0.010.05 0.15 0.004 0.01

MX4 2Rene N6

2 5.951.4

5.4

3 16.5

4.2 5.75 12.5

Rene N5 7

59

6.2 7 55.6 3.7

8.7 4

66

2 3 8 0.2 0.012 2

3

4.2

0.15

108

0.1

第2代 PWA 1484 第1代

Rene N4

3 涡轮叶片设计思想简述

完整的涡轮叶片选材工作应该包括叶片结构设

计、叶片强度设计、叶片材料设计、叶片制造工艺

设计和叶片使用过程中的故障模式分析等五个方面的工作。涡轮叶片结构设计是叶片选材的出发点，20世纪90年代以来，世界航空发动机设计与制造商在各种新型发动机涡轮叶片的设计上大都采用

了先进的复合倾斜、端壁斜率和曲率控制等技术，给单晶生长控制带来很大困难，由于凝固过程中的温度场与温度梯度分布复杂，一旦结构的突变区温度梯度控制不当或温度场分布不合理，使树枝晶的顺利生长容易受阻而产生分支或停滞，就容易形成新的晶粒而破坏叶片单晶生长的完整性，降低叶片局部的力学性能。另外，单晶叶片制造工序繁多，过程复杂，在表面处理、气膜孔加工、喷涂涂层等过程中非常容易产生外来应力，使其在后续长时间的高温使用过程中也可能出现再结晶现象，为发动机涡轮叶片的安全可靠使用带来潜在危险。目前航空发达国家正在发展冷却效果达到0.75以上的层板、发散等先进涡轮叶片冷却方式，但是随着冷却技术的不断改进，叶片内部结构愈加复杂，对于涡轮叶片的材料设计和制造工艺设计提出了更高的挑战。

从材料学的角度来看，决定涡轮叶片材料破坏的主要参数是温度、时间、应力、环境气氛和材料的微观结构状态等。发动机工作的温度、时间和环境气氛能简单地确定，而应力的参数则难以确定，因为实际叶片都是在复杂应力状态下工作的，材料的微观结构状态则是以上四种状态变量的体现。发动机涡轮叶片是涡轮部件中温度最高和承受热冲击最严重的零件，不仅处于腐蚀性的燃气包围中，而且还承受高温和高应力的作用，对于叶片材料的要求也是全方位的，首先必须在较高的工作温度下具有高的热强度，即具有高的持久强度极限和蠕变极限，并且要保证材料在使用寿命下具有良好的组织稳定性、再结晶倾向尽可能小，叶片材料还要具有良好的物理性能，如较低的密度、良好的导热性能、较小的线膨胀系数，以及良好的工艺性能，此外还要求在长期使用温度下有高的抗氧化和抗热腐蚀的能力，良好的抗热疲劳性与抗热冲击的性能。

差距，镍铝金属间化合物与铌-硅基合金是二种有希望成为新一代超高温材料的新型高温合金，它们的密度不足镍基高温合金的4/5，采用这两种合金制造的高压涡轮叶片估计能够使转子质量减轻30%左右。但它们也有两个致命的缺点，即抗氧化性能差和高温强度相对较低[5]。

总的来看，目前以上两种新型材料的技术成熟度都不能满足未来新一代战斗机发动机的设计使用要求，涡轮叶片用材料的第三次革命还须等待，在未来的一段时间内，先进单晶合金仍然是高性能航空燃气涡轮发动机涡轮叶片的主导材料。

5 结论

从航空发动机涡轮叶片的发展历程来看，材料、工艺与设计一体化的趋势越加明显。发动机设计是由低水平向高水平发展，叶片材料设计也是如此，设计阶段不同，设计要求不同，设计方法不同，采用的材料和制造工艺也不相同。因此，必须根据叶片结构设计要求不断开发新型高温材料，扩大叶片选材范围，保证发动机性能的不断提高。

参考文献：

[1] Hai-jun Wu and Rong-ren Wu. Aeroengine Turbine Containment Teste Using High-Speed Rotor Spin Testing Facility. Aerospace Science and Technology，2006（10）：501. [2] 陈荣章，王罗宝，郭建华. 铸造高温合金发展的回顾与展望. 航空材料学报，2000（3）：55.

[3] 黄乾乞，李汉康. 高温合金. 北京：冶金工业出版社，2000：4.

[4] 陈荣章. 单晶高温合金发展现状. 材料工程，1995（1）：3.

[5] S.K.Bhaumik，M.Sujata，M.A.Venkataswamy. Failure of a Low Pressure Turbine Blade of an Aeroengine. Engineering Failure Analysis，2006（13）：1202.

4 涡轮叶片用新型材料展望

从单晶合金的发展来看，使用温度已经超过了

1200 ℃，与合金的初熔温度相比仅有不足200 ℃的