gA第三章 高温金属结构材料.ppt

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。 3.2 航空航天高温结构部件的工作特点及对材料的要求 1.航空航天高温结构材料应用最集中的部分是它们的动力装置。航空发动机处于高转速、高负荷(高压力)和高温环境下工作，本身结构非常复杂，工作情况及外部使用环境(尤其军机)都十分苛刻。推重比的提高是基于涡轮前温度的增加，推重比10的F119的涡轮前温度已接近1800度，任何在此条件下服役的部件均面临严酷的考验。随推重比和涡轮前温度的不断提高，以及压气机和涡轮的级数逐渐减少，单级负荷不断增大，零件的应力水平越来越高，工作环境日趋恶劣，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.制造航空燃气涡轮发动机涡轮叶片用的材料．就提出了非常严格的要求：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；更高的热疲劳性能，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；良好的抗腐蚀能力，以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。 3.疲劳也是航空材料一个很突出的问题.大量事实说明,在飞机,发动机发生的失效事故中,无论是热学的原因,还是机械原因,所造成的零,部件疲劳损伤是最常见的,也是最主要的失效形式,在失效事故中,它所占的比例在80%以上. 4.第二代航天航空天飞机的总体设计，将防热系统的主体结构和防热材料向一体化方向发展，即一种特殊的结构材料，它既是结构材料又是防热材料，既承载又防热。NASA将这种材料称为热结构材料(TSM)，如钛合金蜂窝、钛合金夹层板、碳／碳化硅夹层板、碳／碳材料渗硅及先进碳/碳材料等都属于这类材料。热结构材料能减轻重量，可以多次重复使用，提高了可靠性和降低了造价。 5.在航天航空领域里,高温金属结构材料的使用是有限的, 从图可以反映出,在承受高温能力及比强度方面,高温金属材料远次于碳/碳及陶瓷材料. 3.2.2先进高温结构材料的设计原则 1. 2. 实现航空发动机高推重比, 50％以上的技术要依靠新材料和与之相应的新结构、新工艺来支撑。由于燃烧室温度大幅度提高，出口温度可达2200K~2500K，且由于设计与结构上的原因，可用于冷却的空气很少.因此要提高发动机综合性能70％-80％要靠材料的改进。 3.预测,传统的铝合金及结构钢,在发动机中的用量会进一步减少,高温合金,钛合金等特种金属材料到21世纪初叶也会能所降低,代之而来的是将是陶瓷基和金属基复合材料. 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。 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。 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