为热而生
高温合金，又称超合金、耐热合金。可在600℃－1 100℃温度下承受一定应力、抗氧化和抗腐蚀以镍、铁或钴为基体的金属材料。高温合金是制造航空航天发动机热端部件的关键材料。高温合金的研制始于20世纪40年代初，随着发动机的发展而发展。我国自1956年研制第一种高温合金GH3030开始，至1990年共发展了70多个牌号的高温合金，基本建立了自己的高温合金体系。
航空发动机按照推重比涡轮前温度等指标可划分为4代，目前美、英、法等航空发达国家第一代、第二代发动机已全部退役，第三代发动机如F100、F110、T700等）从上世纪80年代开始成为现役发动机的主力，已规模批量生产；第四代发动机（如F119、EJ200、T800、MTR390和RTM322等）也在本世纪初开始装备，并形成作战能力；推重比15一级的发动机将在2015年左右定型。目前，正在研究验证推重比20和新概念、新能源发动机的关键技术，预计该系列发动机将在2030年左右问世。
航空发动机的发展，从第二代到第四代，大中等推力级涡喷、涡扇发动机涡轮前温度从1300K-1400K（K为绝对温度，K-273=℃）提高到1850K-1988K，推重比从5-6提高到10；中小推力级涡轴涡桨发动机涡轮前温度从1200K-1300K提高到1400K-1500K；单位功率从180千瓦/千克提高到300 千瓦/千克左右。未来先进涡扇发动机的涡轮前温度将提高到2 100K-2 150K，推重比将提高到12-15；先进涡轴发动机涡轮前温度将提高到1 800K-2 000K，单位功率将提高到400 千瓦/千克左右。随着先进材料的出现，保证了新材料构件及新型结构的实现，从而使发动机重量不断减轻，发动机的效率、使用寿命、稳定性和可靠性也在不断提高。据国外分析，航空发动机推重比的提高，70%靠材料技术。而涡轮是航空发动机的“皇冠”，叶片及盘又是皇冠上的明珠。因此高温合金的发展关系到航空发动机的成败，是关键中的关键。
高温合金于20世纪40年代问世，它的出现就是为满足喷气发动机对材料耐高温的苛刻要求而研制出来的。经过几十年的发展，如今已成为军用和民用燃气涡轮发动机热端部件无可代替的一类关键材料。目前，在先进的航空发动机中，高温合金用量所占比例已高达50%以上。除了在航空工业大量应用，高温合金在航天、核工程、能源动力、交通运输、石油化工、冶金等领域也有广泛应用。
高温合金的发展与航空发动机的技术进步密切相关。1937年德国的涡轮喷气发动机问世，1939年英国也研制出惠特尔涡轮喷气发动机。喷气发动机热端部件，特别是涡轮盘与叶片，对材料的耐高温性和应力承受能力提出了很高的要求，即，要求涡轮叶片材料能在600℃以上、高转速、氧化腐蚀、冷热交替的复杂环境下工作。当时能在高温下使用的金属材料只有以铁为基体的耐热不锈钢，但耐热不锈钢的工作温度达不到这个温度要求。为此，材料科学家们开始寻找一种耐更高温度的基体金属。由于镍和钴与铁在元素周期表中同属于第八类，具有相似的结构，因此它们与铁一样，具有作为结构材料的一系列特性，但与铁不同的是，直到熔点附近还具有较高的强度。因而，目前在航空发动机上大量应用的高温合金有铁基、镍基和钴基高温合金。
镍基合金是所有高温合金中最复杂并在受热部件中应用最广泛的一类合金，可在600℃-1 100℃范围内使用。高性能的镍基高温合金一般由10-13种元素组成，每种元素在合金中起不同的作用，即提高强度、提高耐热性、提高抗氧化和耐腐蚀性、耐久性以及使用安全性等。
铁基高温合金，也称铁-镍基高温合金。虽然在高温抗氧化性和组织稳定性方面比镍基合金稍差，但在650℃以下和适当的强度范围内，具有良好的综合性能，而且成本较低、具有价格优势。
钴基合金被广泛应用在燃气涡轮机上。尤其是后来发展的X40合金一直使用至今，并被推崇为现代新型钴基高温合金的典型。钴基合金之所以能够继续使用，主要是它特有的性能决定：首先，具有更高的熔化温度，其强度随温度的升高下降缓慢，在较高绝对温度下承载能力高于镍基或铁基合金；其次，在燃气涡轮腐蚀性环境中具有更优越的抗热腐蚀性能；第三，比镍基合金有更好的抗热疲劳性能和焊接性能。但由于钴基合金资源缺乏，对其发展受到一定限制。
铁金钢的大神通
高温合金可以在600℃-1 100℃条件下承受复杂应力，并长期可靠工作，它具有以下特点：其一，具有优良的高温性能：高温合金在600℃以上的高温下比强度高于铝合金、钛合金和结构钢等金属材料，而且从室温至高温均具有良好的塑性，是一种理想的高温结构材料；其二，承温能力强:高温合金的溶点虽低于或相当于钛合金和钢等，但工作温度远高于它们。高温合金一般能在熔点的50%-90%之间的高温下长期可靠工作，这是其它金属材料无法比拟的；其三，综合性能优越:高温合金不仅具有优良的高温强度，而且还有良好的抗高、低周疲劳、冷热疲劳以及抗高温氧化和腐蚀性能；其四，可采用多种强韧化途径改善合金的性能:如，通过添加各种合金化元素实现合金强化；通过机械合金化的办法实现弥散强化；通过各种工艺途径强化合金，如粉末合金，定向凝固和单晶铸造等进一步强化合金、提高合金的承温能力或改善合金的综合性能；其五，具有较高的性能价格比：其六，高温下强度高，变形加工困难。
对于航空发动机热端部件而言，无论是耐热钢、铝合金或钛合金都无法满足高温的要求，因为它们的最高工作温度都在600℃以下。因此，高温合金便成为燃烧室、涡轮盘、涡轮叶片材料的唯一选择。高性能燃气涡轮发动机的后几级压气机叶片也只能采用高温合金。高温合金已成为燃气涡轮发动机的最重要、最关键和不可替代的材料。历史上，由于高温合金的出现，带来了航空产品的升级换代，其例子不胜枚举。如第三代单晶和第二代粉末盘的问世，成就了第四代战斗机所用F119、F135发动机的研制成功。与此同时，反面的例子也反证出其对发动机成败的重要影响。如1980年，F-18战斗机在巴黎航展上进行飞行表演发生的坠毁事故，就是由于发动机高压涡轮盘采用的粉末合金材质不过关造成的。事故发生后，发动机公司不得不更换了所有已装上发动机的粉末冶金盘，改用了成熟的但性能稍差的材料作的盘。经过几年努力，克服了影响强度的因素，才发展了性能更好的粉末合金材料。鉴于粉末盘具有近无余量成型的优势，且性能较好，目前已广泛用于涡轮轮盘及高压压气机后几级轮盘。
铁金钢发迹路线图
高温合金可使用的温度范围为550℃~1 100℃。英国于20世纪40年代最早研制成镍基合金蒙尼克75，用作燃气涡轮发动机的涡轮叶片材料。1945-1975年，高温合金有了很大发展，涡轮进口温度平均每年提高15℃，（涡轮前温度每提高100℃，能使发动机推力增加15%）。随着合金化程度的提高，高温合金的锻压变形愈加困难，因此铸造合金逐渐得到应用和发展。镍基铸造合金的高温强度高，组织比较稳定，热疲劳性能好，是制造涡轮工作叶片和导向叶片的理想材料。从20世纪60年代初发展定向凝固铸造涡轮叶片以来，由于消除了垂直于应力方向的横向晶界，叶片的热疲劳寿命提高大约8倍，蠕变断裂寿命提高2倍多，塑性提高4倍。定向凝固单晶涡轮叶片则完全消除了晶界，与普通铸造涡轮叶片相比，工作温度提高近100℃。
镍基合金的制备可采用先进变形、铸造、热处理、表面强化和防护等工艺。目前在工程上大量应用的合金主要有变形合金、铸造合金、粉末合金三类。镍基变形合金主要用于发动机的燃烧室、涡轮盘和早期的涡轮转动叶片，其工作温度一般为600℃-900℃。镍基铸造合金分为普通铸造、定向凝固和单晶合金，主要用于工作在900℃以上的航空发动机和工业燃气轮机的涡轮叶片与导向叶片。定向凝固和单晶合金比普通铸造合金具有更高的承温能力。随着航空发动机性能的不断提高，已相继研制出第一代、第二代、第三代、第四代单晶镍基合金，都用于高性能航空发动机涡轮转子叶片。第一代单晶镍基合金的最高工作温度为1 040℃，第二代单晶镍基合金的最高工作温度为1 070℃，第三、四代单晶镍基合金的最高工作温度为1 100℃。粉末镍基高温合金已用于取代熔炼法难变形合金，制作高性能涡轮盘和压气机盘。也可用作叶片、环件和燃烧室。
在高温合金发展过程中，制备技术对合金的发展起着极大的推进作用。直至20世纪50年代中期，主要是通过合金成分的调整来提高合金性能。20世纪50年代真空熔炼技术的出现，合金中有害杂质和气体的去除，特别是合金成分的精确控制，使高温合金性能不断提高，研制出一大批高性能的铸造高温合金。进入20世纪60年代后，定向凝固、单晶合金、粉末冶金、机械合金化、陶瓷过滤、等温锻造等新型工艺的出现，推动了高温合金的迅猛发展。其中，尤以定向凝固工艺更为突出，采用定向凝固工艺制出一批单晶合金，其使用温度接近合金初熔点的90%。因此，各国先进航空发动机几乎都采用单晶高温合金涡轮叶片。
今天，通过合金成分的调整来提高合金的性能已不是什么技术秘密，而制备高温合金的工艺过程和技术参数在国内外都是绝对保密的。
铁金钢的未来
由于高温合金的重要贡献，人们把20世纪称为“高温合金时代”。高温合金及其工艺的进展在60年喷气发动机的进展过程中起了关键作用，今后60年材料进展还将与喷气发动机进展协调前进。高温合金的研究不存在极限，没有终点。
上世纪80年代末，一种占主导的观点是高温合金已成熟，今后的发展趋势将是陶瓷、金属基复合材料以及金属间化合物代替高温合金。这种观点得到一些政府的认可，从而开始大力开发航空高温合金代用材料，并在一些地面试验中获得成功。但直到现在，这些代用材料的应用仍十分有限。金属基复合材料就是一例，虽然在一些地面发动机上试验很成功，但仍不能广泛应用，其结果是人们对这些材料的风险与效益持保留态度，从而出现了高风险、高效益材料与中等风险、中等效益材料并进的局面。例如美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration）简称（NASA）目前重点放在陶瓷及陶瓷基复合材料上，而金属基复合材料与金属间化合的研究降温了，仅对钛铝合金给以重视。而且NASA也改变了代用材料的开发策略，从过去以研究新材料本身为主改为以研究改进材料为主，例如改进材料的力学性能、抗环境性能以及减重成为改进高温合金及代用材料的重点。
上世纪90年代初，随着高速飞机计划的启动，NASA认识到高温合金仍有较大的改进潜力，从而对粉末盘、叶片高温合金、钛铝化合物结构件及陶瓷燃烧室进行了重点开发，开发了第四代单晶合金以及第三代涡轮盘合金。另外，网格高温合金、泡沫高温合金、智能高温材料及形状记忆高温合金的研究也如雨后春笋般涌现。
目前，航空发动机材料正向着高温化、整体化、轻量化、高效率、低成本的方向发展。材料的耐温水平、强度水平越来越高，部件的承温能力越来越高，超高温材料技术不断突破，使得发动机性能不断提升。主要有以下特点：
一则，涡轮叶片结构由实心发展到空心简单冷却、复合气膜冷却、双层壁超级冷却；叶片工艺由高温合金等轴铸造发展为无余量定向柱晶-单晶-金属间化合物精密铸造，耐温由1 040℃提高到1 100℃，单晶涡轮叶片普遍应用到F110、F119、T700等第三、四代发动机，GE、PW等公司目前发展的第三代单晶，材料使用温度约提高80℃，接近了材料初熔温度，而第二代单晶铸冷/超冷叶片用于第四代发动机，使得涡轮前温度比第三代提高约200℃，耐温1 300℃~1 400℃的镍-铝和钼-硅、铌-硅等金属间化合物涡轮叶片技术正在研究中。
二则，涡轮盘发展到三代粉末涡轮盘。目前，第二代粉末盘Rene88DT由于采用氩气雾化制粉、热等静压/热挤压预制坯、等温锻造成型等工艺，大大提高了使用温度，降低了裂纹扩展速率，广泛应用于第三代、第四代航空发动机。使用温度高于800℃的高强加损伤容限型第三代双性能粉末高温合金涡轮盘和双幅板涡轮盘以及单晶叶片和粉末盘连接的整体涡轮叶盘也在研制中，拟用于第五代发动机。
责任编辑：京勉
