江苏激光联盟导读：
航天事业的发展导致对飞机的改进和优化一直成为科学界的热门话题，本文探讨了更好的飞机制造材料，以及不同材质之间的对比。本文为第二部本。
全钛SR-71黑鸟的前视图
2.1.4.铝合金设计的新方法
航空航天工业，包括空气框架制造商和发动机制造商，都表示需要新的高温铝合金。它可以在150°C的温度下成功运行，用于超音速机身或发动机部件。出于经济考虑，合金开发不能再使用过去100年中占主导地位的纯经验、试错法。建模和仿真以及实验可用于提高合金设计的效率，优化加工和制造操作。这种方法可以大大缩短合金开发和将新材料插入航空航天系统所需知识库生成的时间。流线型合金设计的一种方法如图14所示。第一步是选择一个系统，该系统提供获得所需微观结构和性能的承诺，以满足所述目标，这是通过广泛的文献搜索和对可用数据的评估来实现的。选择系统后，需要确定提供最大潜力以实现项目目标的相空间。
图14 显示典型合金开发活动主要元素的流程图。
由于相图表示合金状态与温度、压力和合金浓度的函数关系，因此相图可用于确定理想的相场。通常情况下，复杂合金系统的相图尚未确定，必须使用CALPHAD等程序进行计算。该方法基于系统中相竞争的思想，通过对各个相的热力学建模，建立相之间的平衡。根据相稳定性、测量的热力学性质和测量的转变点（包括液相线、固相线、共晶等），对相进行建模。
Kattner的一篇文章对相图计算中热力学函数的使用进行了极好的概述。这种计算减少了确定多组分系统平衡条件所需的工作量。Dubost阐述了轻合金（如铝）的工业应用和平衡相图的测定。材料设计现在可以被视为预测具有所需性能的合金合成的可用模型的最佳应用。当然，所有的理论计算都必须通过实验来验证，但实验应该基于可靠的理论，而不是尝试错误的方法。
一旦确定了合金系统和相场，可通过位错模拟方法确定最大强度所需的最佳沉淀结构和形态。通过模拟方法获得的知识已在一些铝合金中得到验证。对于高温应用的合金，析出物结构的热稳定性是重要的，必须同时考虑相粗化和相竞争。单一第二相的粗化在热力学上归因于第二相与铝基体之间的总界面能降低的趋势。界面能由化学能和相关应变能组成。
战斗机
使用VASP等程序进行的第一性原理计算可用于通过向界面或内部沉淀结构添加选定的微量元素来计算界面能以及总能量和界面能的变化。这种计算将有助于选择微量元素，有望在不使用试错法的情况下减少沉淀的粗化。该程序也可用于验证晶体结构和计算弹性常数。第二相弹性常数的定量数据是确定强化机制的重要基础。这些参数也在决定第二相粒子的习惯面和平衡形状的演化中起作用，因为它们决定了与晶格失配相关的弹性应变能。一旦确定了候选合金，就必须通过机械性能测试等对方法进行评估。但这种方法应能简化合金设计，从而有助于早期插入新的高性能材料。
2.1.5.钛合金在飞机上的应用
几十年来，钛合金在军用和商用飞机上都被用于特殊用途。除了上文所述的高速军用飞机SR-71外，钛合金还可用于重型结构，如战斗机的舱壁、B1-B轰炸机的翼盒和波音747的起落架横梁。这些组件在图15、图16、图17中示出。在每种情况下，选择钛合金是因为与铝合金相比，钛合金具有相同或更好的密度校正强度、良好的损伤容限和优异的耐腐蚀性。三种应用广泛使用α+β合金Ti-6Al-4V（Ti-6-4）。高强度合金的损伤容限（韧性和裂纹扩展）通常会降低。
图15 战斗机锻造和加工钛合金舱壁的照片。
图16 B1-B轰炸机机翼盒扩散焊接照片。
图17 波音747的钛合金锻造和机加工起落架横梁照片。
对于断裂临界结构，即静态强度的结构，不稳定裂纹扩展开始前的临界裂纹尺寸与参数(KIc/YS)2成正比。因此，在韧性没有相应增加的情况下加入更高强度的合金会增加灾难性失效的风险，这通常是不可接受的。除了钛合金的固有机械性能外，耐腐蚀性使其具有吸引力，尤其是对于嵌入飞机中的部件，因此，很难检查腐蚀侵蚀。与高强度铝合金相比，钛合金具有更好的抗一般腐蚀性和抗剥落腐蚀的基本免疫力。
钛合金也可用于其较高强度允许物理较小结构构件承载相同载荷的情况，即使由于钛合金密度较高，因此没有重量优势。后一种情况的一个例子是图17所示的起落架横梁。从严格的结构效率角度来看，铝合金将具有可比性，且价格将大大降低。然而，如果选择了铝合金，起落架横梁将无法安装在机身的可用空间内，从而造成空气动力学损失。
钛合金也是高强度钢的非常好的替代品，即使在最高强度水平下，钢的结构效率也相当高。这里的问题是，当强度水平>1250 MPa时，钢对氢脆的敏感性变得更高。使用强度高于此值的钢材需要使用保护涂层，如油漆或镀镉或铬。前者需要定期维护以修复划痕和缺口，而后者由于环境和健康危害的原因正在逐步淘汰。大多数商用飞机的起落架传统上由高强度钢制成，如AISI 4340，热处理强度为1800–1900 MPa。
服务历史表明，尽管使用了严格的维护程序，但仍经历了多次氢脆故障。最近，一种高强度β合金Ti-10V-2Fe-3Al（Ti-10-2-3）被选为波音777的起落架。对于该应用，将Ti-10-2-3热处理至1250 MPa强度水平。尽管成本增加，使用Ti-10-2-3的决定取决于实现重量减轻和消除氢脆失效风险的能力。这是直接归因于材料的附加客户价值的一个很好的例子。B-777起落架如图18所示。先前提到的新型超大型空中客车飞机（A-380）似乎也将使用钛合金起落架，尽管合金的选择尚未最终确定。这种选择的驱动因素也是重量减轻，如果考虑铝合金，可能还有可用空间。钛合金在起落架上的这种相对较新的应用是由于对β合金的理解和生产能力的提高而得以实现的。
图18 图为波音777的起落架总成。水平锻件为Ti-10-2-3，是目前使用的最大的β合金锻件。
β合金在大型飞机上的另一个相对较新的应用是弹簧。这些钛合金弹簧取代钢弹簧，重量显著减轻，也无需涂漆保护。由于弹簧通常承受扭转载荷，因此断裂问题不太重要。因此，具有极高强度但低拉伸延展性的β合金可以安全使用。合金经过冷拉或轧制，卷绕成弹簧并进行时效处理，以达到超过1400 MPa的强度。相对较低的β合金模量（60–100 GPa）加上较高的屈服强度，允许弹簧具有非常大的弹性位移范围，这也是有益的。几种β合金弹簧的示例如图19所示。几种βTi合金常用于弹簧，包括Ti-3Al-8V-6Cr-4Mo-4Zr（βC）和Ti-15V-3Cr-3Al-3Sn。
图19所示图为波音飞机上使用的三种β合金弹簧。
在耐腐蚀性是首要考虑因素的情况下，钛合金也被用于飞机。钛合金在与碳纤维复合材料接触时表现出良好的电偶兼容性，而铝合金则没有。因此，随着每一代飞机复合材料的使用增加，使用钛合金作为配件和附件以缓解电偶腐蚀的需求也增加了。这些配件和附件通常负载不重，因此是使用钛铸件的主要机会，钛铸件的成本低于机加工锻件或装配组件。钛铸造技术在过去15-20年中取得了进步，可以生产出复杂的净形状。这种铸件已经在飞机发动机上使用了好几年，但飞机设计师采用这项技术的速度很慢。
图20 用于大型军用运输机的钛合金铸件照片。
军用运输机上使用的铸件示例如图20所示。这种单件铸件取代了由22件组成的装配件，从而大大节约了成本。经过热等静压（HIP’d）的钛合金铸件不存在孔隙，因此具有与具有相同微观结构的锻造产品相当的疲劳强度。这与铝合金的情况相反，在铝合金中，气致孔隙很常见，并且这种孔隙不能通过热等静压处理来封闭。这导致铝铸件采用铸造系数，这会影响其结构效率。对于热等静压钛合金铸件，没有类似的需求，这使得设计过程更直接，并在结构效率方面产生更具吸引力的结果。这一点也将在飞机发动机使用Ti时再次提及。
另一种替代加工锻件或加工板材的方法是一种新工艺，称为激光增材制造（laser Additional manufacturing）。在这个过程中，粉末被送入激光束，激光束将粉末熔化并将熔化的金属沉积在平坦的基板上，形成一个直立的肋。该肋不一定是直的，并且可以呈曲线形状，因为工件在激光下移动，并由计算机数控伺服机构引导，其方式与数控机床中的机床相同。这一工艺虽然仍在开发中，但在某些情况下，替代工艺需要去除高达80%的起始重量的情况下，展示了制造净形状的前景。
图21 由激光增材制造的带有深凹的钛合金形状。
关于该工艺还有一些尚未回答的问题，包括粉末的成本和控制孔隙率的能力，但这是一种提高输入材料利用率的有吸引力的方法，特别是对于那些必须通过机械加工产生深槽的设计。图21显示了通过激光添加制造制造的零件示例。
最后，直升机旋翼使用高强度钛合金，使得飞机的总重高于最初的预期。在一个例子中，Westland直升机的旋翼材料从Ti-6-4改为更高强度的Ti-10-2-3β合金，从而使飞机总重从约3860千克增加到5585千克。这通过避免开发全新的系统提供了主要的客户价值。这些转子由三个单独的锻件组成，如图22所示。直升机旋翼的疲劳敏感性极高，因此高强度β合金的可用性是该系统改造的关键因素。
图22 直升机旋翼总成图纸，显示了从Ti-6-4更改为Ti-10-2-3以增加总重的三个零件。
综上所述，随着每一代新产品的出现，相对于铝合金和钢，钛合金在飞机上的使用量（以空重百分比表示）正在增加。例如，最初的波音747-100含有约2.6%的钛，而波音777含有约8.3%的钛。这通常会增加初始飞机成本，从而需要证明对客户价值的相应贡献。因此，使用钛合金的决定必须通过成本和客户价值之间的权衡来确定。减轻重量、降低维护成本和提高可靠性都是客户价值的方面，可用于证明使用钛合金的合理性。
2.2.推进系统的演变和材料的作用
与机身设计方法的演变类似，飞机发动机的设计方法也在演变和改进。这些改进既基于从实地经验中吸取的经验教训，也基于更好的基于计算机的设计工具的可用性。为了充分发挥这些设计的潜力，还需要具有改进性能的材料。就发动机材料而言，驱动材料或加工方法变化的几个离散材料要求是：更高的强度、更好的损伤容限、无材料缺陷以及在某些情况下更高的温度能力。就重量百分比而言，燃气轮机发动机的主要结构材料是钛合金和镍基高温合金。高强度钢用于主轴和轴承，聚合物基碳纤维复合材料也有一些应用。由于篇幅的限制，本文的重点将是钛和镍合金。
用于客机或运输机的现代亚音速飞机发动机由离散的部分或模块组成：风扇、低压压缩机（LPC）、高压压缩机（HPC）、燃烧室、高压涡轮（HPT）和低压涡轮（LPT）。通常，风扇、LPC和大约2/3的HPC由钛合金制成，而HPC的其余部分、所有燃烧室以及HPT和LPT均由镍基合金制成。从钛合金到镍合金的转变取决于这些材料各自的工作温度能力。图23中示出了这种发动机的示例。这些发动机可能非常大；波音777-300LR上发动机的风扇直径>3米，发动机重量>7300千克。
图23 大型商用涡扇发动机显示六个模块。
虽然重量对飞机发动机很重要，但与飞机相比，可用于减轻重量的选项较少，这是因为在使用过程中，主要部件承受的载荷较高，并且工作温度较高。发动机最常见的重量相关优值是推力与重量之比，也称为比推力。因此，通过增加最大工作应力或温度来获得更高的比推力，通常被认为与重量减轻本身一样重要。
特别是在商用发动机中，可靠性和耐久性已成为关键的产品特性。大型商用飞机的趋势倾向于双引擎设计，如波音767、空客310、空客330和波音777。这就对发动机的高度可靠性提出了要求，因为这些飞机都在长距离的水上航线上运行。美国联邦航空局（US Federal Aviation Agency）和欧洲联合航空管理局（EuropeanJoint Aviation Authority）对此类航线的飞机/发动机组合有明确的认证标准。该额定值称为扩展双引擎操作（ETOPS）。
ETOPS额定值以分钟表示，ETOPS额定值越高，整个飞行的水上部分时间越长。ETOPS等级越高，飞行路线越直接。这会影响总燃油消耗量和飞行时间，这两者对航空公司都很重要。发动机在飞行中停机会对ETOPS额定值产生负面影响。因此，与飞行中停机相关的材料是不可接受的。这就要求在将新材料引入发动机之前具有高度的置信度。
耐久性，尤其是涡轮部分的耐久性，决定了必须拆卸发动机进行维护之前发动机保持工作的小时数。在过去30年中，飞机发动机的耐用性有了显著提高，尤其是在商用产品方面。提高耐久性意味着更好地利用飞机，通常降低运营成本，这两者对运营商都很重要。当波音707在20世纪50年代首次投入使用时，发动机通常在运行约500小时后被拆下进行维护。移除的大部分需要与HPT的性能恶化有关。
南非航空波音747-400于伦敦希斯洛机场
今天，一架波音747级发动机仍在机翼上运行超过20000小时。这种显著的改进部分归功于更坚固的设计，部分归功于更好的材料。当考虑到发动机工作温度显著升高以提高燃油经济性时，更好的材料的影响变得更加明显。最后，发动机材料，尤其是发动机旋转部件中使用的材料，必须无任何熔化或锻造缺陷。从实际的角度来看，设计一台能够容纳爆裂转子的发动机在物理上是不可能的。因此，转子的完整性成为飞行安全的一个严重问题。
在过去的20年中，更好的损伤容限加上消除固有材料缺陷和制造缺陷的努力，已导致转子完整性的重大改善。消除材料缺陷的努力代表了从熔化和锻造到无损评估等许多专业的贡献。损伤容限的提高来自于对Ti和Ni合金微观结构-性能关系的进一步理解，其方式与之前对铝合金的描述相同。
2.2.1.航空发动机用钛合金的进化改进
由于钛合金具有优异的比强度、良好的耐损伤性能、高达600°C的温度能力以及成熟的制造工艺能力，因此钛合金是飞机发动机冷却部分的优质材料。特别是在风机中，圆盘上的应力非常高，因此必须使用优质钛合金，以尽量减少材料缺陷的发生。有几种类型的材料；与熔体相关的和锻造过程中产生的。其中，最严重的是熔体相关缺陷，尤其是间隙稳定夹杂物，称为硬α或I型缺陷。这些缺陷本质上是硬脆夹杂物，含氮量高达~10wt%，通常以锡的形式存在。
由于夹杂物的脆性和转子中的高工作应力，硬α本质上是一种初始裂纹，从发动机的第一个循环开始扩展。为了最大限度地减少这些缺陷的发生，已经付出了巨大的努力，现在的发生率大约为每生产一百万公斤转子级材料1次。这意味着比35年前减少了5-10倍。
钛合金的成本也很高，因此通常会重复使用锻件加工时产生的车削和切屑来制造最终的钛合金部件。这种做法在工业中很常见，也是一种经济必要的做法，可能会意外地将破碎机床中的WC夹杂物加入到最终材料中。这些WC熔体相关缺陷称为高密度夹杂物（HDI）。对车削和切屑的严格管理，包括100%射线照相检查，也将HDI的发病率降低到了相对较低的水平。
在对材料缺陷后果的担忧推动下，优质或转子级钛合金的生产方法在过去40年中经历了一系列渐进式的变化。这些变化包括海绵质量、废料处理、VAR电极制备、熔化过程中的热顶实践和熔化速率控制。伴随而来的材料可靠性的提高，使得设计人员能够使用比最初更高的操作应力。在过去5年中，钛合金熔炼实践发生了重大变化。历史上，转子级钛合金通过真空电弧再熔化（VAR）进行熔化，然后再熔化两次，以产生良好、均匀的铸锭。该工艺的产品称为三熔体VAR材料。
如今，一种被称为炉膛熔化的工艺正被用于生产喷气发动机的大部分转子级材料。炉缸熔化是在使用水冷铜炉缸和等离子炬或电子束枪作为熔化热源的熔炉中进行的。从炉缸中提取的热量经过精心管理，以确保保留一薄层固体钛合金，并与炉缸直接接触。其将熔化的钛合金和铜炉子分开。因此，被炉缸熔化的钛合金在其处于熔融状态期间仅与钛合金接触。待熔化的材料被送入炉膛的一端，由热源熔化，并流入炉膛另一端的水冷模具。使用车削时，任何WC颗粒下沉并被困在头骨中，不能包含在最终铸锭中。
锻造钛合金产品中也观察到其他类型的材料缺陷，无论是坯料还是最终锻件，都包括β斑点、应变诱导孔隙和块状α。其中每一种都有可能降低材料的疲劳寿命，转子级材料中不允许出现这种情况。其中，β斑点是由铸锭凝固过程中的溶质偏析引起的，应变诱发的孔隙是由铸锭转化为钢坯时的不当轧制操作引起的，块状α是最终锻造操作过程中不当再热操作的结果。上述缺陷基本上可以出现在任何常用的α+βTi合金中，尽管β斑点的倾向在含有β共析合金元素（如Cr、Fe或Cu）的合金中更为明显。钢锭凝固和钢坯转化过程的建模有助于确定消除这些缺陷的工艺参数。如果通过建模定义的流程窗口广泛实用，并且仔细遵循，则可以消除这些缺陷。这是提高喷气发动机和其他要求相对较高的应用材料可靠性的一项重要成就。
图24 一张大型商用航空发动机锻造和加工的钛合金风扇盘的照片。
喷气发动机转子由锻件或轧制环制成。风扇盘通常为大型单件锻件。最终加工后的风扇盘示例如图24所示。从重量的角度来看，风扇盘使用更高强度的合金是有益的，两种最常见的合金（除Ti-6-4外）是Ti-5Al-2Zr-2Sn-4Cr-4Mo（Ti-17）或Ti-6Al-2Sn-4Zr-6Mo（Ti-6-2-4-6）。风扇盘（在给定强度下）的极限特性为低周疲劳（LCF）和疲劳裂纹扩展。注意加工可以优化这些特殊性能，β锻造现在常用于创建魏氏组织。这种结构减少了裂纹扩展，而不会对LCF寿命造成不可接受的损失。
图25 锻造、惯性焊接和最终加工后的钛合金七级HPC滑阀照片。
相比之下，压缩机转子（也称为滑阀）是一个多级部件，通常由多个锻件或轧制环制成，并在加工前连接在一起。压缩机滑阀可将多达7个压缩机级合并到单个部件中，如图25所示。压缩机阀芯在前5级中通常为Ti-6-4，后2级为更高蠕变强度的合金，如Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo+Si（Ti-6-2-4-2S）。滑阀的前两级为LCF限制级，最后两级为蠕变限制级。此处，Ti-6-4级为α+β锻造，Ti-6-2-4-2S级为β锻造，并且通过惯性（摩擦）焊接连接。阀芯结构的优点是各阶段之间没有螺栓接头，从而降低了螺栓孔处疲劳裂纹萌生的风险。高压压缩机转子的最后一级由镍基合金制成，因为工作温度超过了钛合金的能力。镍基合金在喷气发动机中的应用将在后面的章节中讨论。
除高应力转子外，风扇叶片和至少6–8级（取决于特定发动机）压缩机空气箔通常也由钛合金制成。这些部件的寿命通常受到高周疲劳（HCF）的限制，尽管抵抗异物的冲击损伤也很重要。钛合金的HCF强度通常与屈服应力成正比，因此原则上使用比Ti-6-4更高强度的合金是有吸引力的。在实践中，使用高强度合金制造净形状空气箔的难度要大得多，使用高强度合金的决定代表了最终基于客户价值的经济权衡。因此，目前商用发动机中使用的大多数风扇和压缩机空气箔均由Ti-6-4制成。
有些例外情况是由严重的疲劳敏感性或气动弹性激励引起的。在前一种情况下，使用高强度合金Ti-4Al-4Mo-2Sn（称为IMI-550），在后一种情况下，使用高模量合金Ti-8Al-1Mo-1V（Ti-8-1-1）。增加Al含量会提高α+βTi合金的杨氏模量，从而改变铝箔的固有共振频率。波音777最新一代超大型发动机（见图23）的风扇如此之大，以至于重量成为一个问题。因此，这些风扇叶片要么是通过超塑成型和扩散连接制成的空心钛合金零件，要么是由固体聚合物基碳纤维复合材料制成的。这两种解决方案都是对设计要求的昂贵响应，但却是制造超大直径涡扇发动机的唯一可用方法。
图26 两个铸造钛合金发动机机架的照片显示了通过铸造工艺可以实现的细节。
钛合金也用于喷气发动机的静态部件。包括框架、外壳、歧管、导管和管道。目前最大的用途是铸造框架，因为它们可以以近净形状生产，并且可以替代由几十个单独零件组成的装配组件。尽管铸件相对昂贵，但与制造零件相比，它们显著降低了成本。典型的铸造钛合金前车架如图26所示。正如在机身案例中所讨论的，这些铸件经过HIPd处理以消除任何气孔。在许多情况下，发动机支架是这些框架的一个组成部分，因此具有可再现的特性值对于确保设计的完整性非常重要。
2.2.2.新型推进系统用改进钛合金
与铝合金相比，在开发和商业化新钛合金方面投入的精力较少，在将新合金引入飞机发动机方面几乎没有成功。这有几个原因。首先，与铝合金相比，钛合金的使用量较小，因此非晶化开发成本更高。其次，由于转子故障的固有风险，新转子合金的鉴定成本非常高。这种成本-风险组合成为引入新合金不可避免的障碍。第三，应用要求通常排除了从改善单一财产中获得的任何利益。这种情况的一个可能例外是，可获得具有显著更高温度性能的合金。这种合金可以取代压缩机后部的一个或多个镍合金级，具有显著的重量优势。
英国已开发出一种相对较新的合金Ti-5.8Al-4Sn-3.5Zr-0.5Mo-0.7Nb-0.35Si-0.06C（IMI 834），具有50℃的升温能力。这种合金在技术上很有吸引力，但全世界只有一家IMI834生产商，这使得它在商业上没有吸引力。因此，尽管它具有诱人的特性，但并未被广泛采用。
除了传统的α+βTi合金外，人们还致力于开发用于高温应用的Ti基金属间化合物。这些化合物基于Ti3Al、Ti2AlNb和TiAl相。虽然每种材料都有可能在更高的温度下使用，但目前仍存在与低延展性、环境敏感性和成本相关的问题，阻碍了它们的应用。这种情况类似于前面描述的革命性铝合金技术。有理由相信，当对高温、低密度合金的需求足够大时，TiAl基材料的应用将受到限制。市场吸引力和客户价值将是这里的决定因素，而不是材料技术。
2.2.3.航空发动机用镍合金的进化改进
在约550°C以上的温度下，使用镍基合金代替钛合金。这意味着压缩机后部、燃烧室和整个涡轮部分由镍基合金制成。在喷气发动机开发的早期，早期镍基合金的温度性能是通过提高工作温度实现更高性能的主要限制。目前的合金已将这一限制降至最低，尽管较新的设计可能受益于比目前更高的温度性能，尤其是在HPC的后部。在转子设计中，通常将工作应力限制在能够消除蠕变的水平，以此作为寿命限制因素。
因此，LCF寿命和疲劳裂纹扩展成为限制性能，就像钛合金转子一样。在过去的25年中，镍基转子合金在温度性能方面有了发展。这如图27所示。该图比较了两类镍基合金的蠕变强度；由铸锭冶金（IM）和粉末冶金（PM）生产的。
图27 五种镍基圆盘合金蠕变强度的比较。在650°C和800 MPa的应力下，时间为0.2%应变
IM合金通常包含较低的合金添加剂总浓度，并且比PM合金具有较低的蠕变强度。它们的制造和制造成本也大大降低。与钛合金一样，铸锭冶金镍基合金的熔炼技术在过去35年中也有所发展。如今，通常采用三重熔炼以确保成分和夹杂物控制以及最终产品的均匀性。在镍基合金的情况下，三熔体实践从真空感应第一熔体开始，然后是电渣二次重熔和最终VAR熔体。在镍基合金转子开发的早期，这种做法大大减少了导致转子故障的熔体相关缺陷，如雀斑、白斑和大型夹杂物。由于这些改进，除了IM合金固有的温度限制外，这些材料在再现性和可靠性方面都非常优异。
使用粉末冶金（PM）技术制造涡轮盘也在25年前开始发展。如果合金含有高浓度的溶质，大（>30cm直径）铸锭在没有不可接受的凝固偏析水平的情况下无法铸造，则可将其制成粉末。使用粉末冶金方法生产转子合金解决了这一问题，但需要格外小心。例如，高度严格的粉末处理工艺对于避免意外加入可能对疲劳行为产生有害影响的有害污染物至关重要。转子高应力区域中的单个大夹杂物可能导致转子破裂，并造成灾难性后果。
典型的处理顺序如下所示：
1.惰性气体雾化成粉；
2.通常，将粉末筛选至预定的最大粉末粒度−270目（44μm）；
3.粉末的真空脱气
4.将粉末放入挤压罐中
5.使用确保全密度的挤压比将粉末挤压成坯料；
6.将坯料锻造成最终锻造零件，通常采用等温热模锻工艺。
包含此过程大纲的一个原因是为了强调使用PM磁盘的成本。
镍基合金含有活性元素，如铝和用于固溶和沉淀强化的耐火元素添加剂。即使在最严格控制的情况下，这些活性元素在惰性气体雾化过程中也会形成小的氧化物颗粒。这些小的氧化物颗粒可以作为早期疲劳裂纹萌生点。由于它们的尺寸不均匀，且在圆盘的整个体积内分布不均匀，因此需要采用不同的方法来计算作为应力分布函数的循环寿命。这一要求导致了详细的概率方法的发展，以解释夹杂物对疲劳寿命的影响。使用此方法是必要的，但也会增加成本，即使在生成初始数据库之后也是如此。
镍基转子合金性能的另一个方面是晶粒尺寸对关键性能的影响，包括抗拉强度、蠕变强度、LCF寿命和疲劳裂纹扩展速率。粒度对这些特性的影响如图28所示，这是根据实际数据得出的示意图。从该图可以看出，LCF寿命和强度与蠕变强度和疲劳裂纹扩展具有相反的晶粒尺寸依赖性。因此，必须选择适合所考虑设计的特定寿命限制特性的处理方法。这种定制房地产的能力是一种潜在的优势，目前对房地产权衡的理解水平是许多研究人员大量研究的累积结果。
图28 基于真实数据的示意图，显示晶粒尺寸对蠕变、低周疲劳寿命、疲劳裂纹扩展速率和抗拉强度的影响。
最后，就大修和性能之间的时间而言，高压涡轮机翼可能是现代燃气涡轮发动机中最关键的部件。蠕变强度和抗氧化性通常是涡轮机翼的寿命限制特性。涡轮空气箔生产技术也在不断发展。早期的机翼是锻造的，但锻造材料的蠕变强度是一个严重的限制。
今天，这些空气箔是由高度复杂的受控凝固工艺制成的铸造镍基合金。涡轮机翼的加工演变可以追溯到从等轴细晶粒锻件到粗晶粒等轴铸件，再到定向凝固产生的柱状晶粒结构，最后到基本上没有高角度晶界的单晶结构。晶界滑移的蠕变机制限制了锻造和等轴铸造产品的温度性能。这种机制在柱状晶粒结构中最小化，但仍然存在。晶界裂纹是镍基合金中的一个问题，但可以通过添加合金元素（如B、Zr和Hf）来缓解。
这些元素是必要的，但对蠕变强度没有帮助。在单晶结构中，没有大角度晶界发生滑动或开裂，因此速率控制机制通过位错的爬升和滑动转移回晶内流动。单晶合金也需要最少或不需要晶界强化添加剂，这也有利于蠕变强度。三种铸造空气箔的宏观结构如图29所示。
图29 三个铸造镍基涡轮叶片的宏观蚀刻照片，以显示凝固过程对晶粒结构的影响。（Courtesy Howmet Corporation提供）。
合金成分对蠕变和氧化行为也有重大影响。合金成分和铸造方法对温度性能的综合影响如图30所示。在该图中，每一代合金（例如N4至N5）都含有较高浓度的缓慢扩散耐火合金元素，这降低了蠕变速率，尤其是在单晶中。图中一个有趣的比较是N4和DS R142，这表明成分效应可以和颗粒结构效应一样强大。定向凝固工艺比用于制造单晶的工艺更经济，因此DS翼型仍用于要求较低的应用，如高压涡轮的第二级和低压涡轮。
合金成分对蠕变和氧化行为也有重要影响。合金成分和铸造方法对温度性能的综合影响如图30所示。在这张图中，每一代合金，例如N4到N5，都含有高浓度的缓慢扩散的难熔合金元素，这降低了蠕变率，特别是在单晶中。图中一个有趣的对比是N4与DS R142，这表明成分效应可以与晶粒结构效应一样强大。定向凝固工艺比单晶制造工艺更经济，因此DS翼型仍然用于要求较低的应用，如高压涡轮的第二阶段和低压涡轮。
图30 八种镍基涡轮叶片合金的蠕变强度比较。温度是指在相同应力下的恒定破裂时间。
这些铸造空气箔通常使用压缩机的排气进行空气冷却。现在，在空气箔表面上涂覆125μm厚的陶瓷涂层已变得司空见惯。该涂层称为热障涂层（TBC），可减少通过空气箔壁的热流，从而在发动机运行期间保持更大的气体-金属温差。现代高性能燃气轮机通常在1450–1500°C燃气轮机入口处的最高燃气温度下运行。这远高于金属容量，但由于使用空气冷却，这是可能的（图31）。
这些铸造的空气箔片通常是空气冷却使用从压缩机的引气。在空气箔表面涂上125 μm厚的陶瓷涂层已成为普遍现象。这种涂层被称为热障涂层(TBC)，可以减少通过空气箔壁的热流，从而在发动机运行期间保持更大的气体-金属温差。现代、高性能的燃气轮机通常在涡轮进口的最高气体温度1450-1500°C下运行，如图31所示。
图31 带有TBC的涡轮叶片的横截面，显示了TBC的柱状结构、粘结层和粘结层-基底金属界面中的扩散区。
3.结语
改进材料的可用性使飞机和飞机推进能力不断提高。综合而言，增强的材料性能、改进的材料加工方法和更高效的设计方法是现代飞机能够不间断飞行20000公里以上的原因。同时，当前一代商用飞机的噪音和排放量大大低于以往任何时候。随着现代飞机能力的增强，推进系统的可靠性也随之提高。当前推进系统的高可靠性使得双引擎飞机能够在水上长时间飞行，而这条航线以前是为三引擎和四引擎飞机保留的。这增加了相当大的客户价值。
通过新的计算方法、合金和工艺设计的建模和模拟技术的进步、用于工艺控制的新型传感装置以及根据特定应用定制材料的能力，材料的改进将继续成为可能。结构概念也将发生变化，旨在降低制造成本和减轻重量。这些包括整体加劲/iso和正交网格结构、精密结构铸件、超塑性成形零件和焊接结构。新的制造方法可能需要修改现有材料或开发有利于这些新技术的新材料。经济因素导致当前飞机的运行远远超过其原始设计寿命，从而使材料稳定性、耐腐蚀性、疲劳性能和维护程序成为最重要的问题。用于改装旧飞机或新系统的新材料评估必须包括与其鉴定相关的成本，以及飞机整个生命周期（从制造到维护）的性能和运行成本评估。
虽然本文的重点是飞机和飞机发动机，但许多信息也普遍涉及汽车。在政府和竞争压力的推动下，对提高燃油经济性的需求已经引起了人们对轻型汽车结构的高度兴趣。显然，飞机行业的任何经验都需要根据汽车行业的不同要求来看待。这些差异的核心是预期的产品寿命和成本。减轻飞机重量所增加的成本要在30年以上的使用寿命内摊销，而对于汽车来说，这更像是5-10年。这些显著差异的可能例外，以及最接近飞机要求的产品，是大型公路卡车。
就卡车而言，与飞机相比，差异较小，因为产品寿命更长，占空比更高，且固定最大重量，至少在美国是如此，这为购买更轻的车辆提供了直接的经济激励。如果政府强制执行的燃油经济性标准变得更加严格，汽车也可能出现类似情况。燃料价格正在上涨，但就其本身而言，这已证明不足以激励人们为更轻的汽车支付更多的费用。关于监管压力对产品趋势的影响的推测在历史上一直是无效的，这主要是因为监管趋势没有在正确的时间尺度上引入，也因为它们并不总是表现出目的的一致性。
尽管如此，随着各种产品对更轻结构的需求变得越来越重要，飞机行业提供的丰富经验可能是有价值的。
来源：Progress in structural materials for aerospace systems, ActaMaterialia51(2003)5775–5799,doi.org/10.1016/j.actamat.2003.08.023
参考文献R.K. Smith The quest for excellence J.T. Greenwood (Ed.), Milestonesof Aviation, Crescent Books, New York (1991), pp. 222-296，View Record in ScopusGoogle Scholar，E.A. Starke Jr., J.T. Staley ,Application ofmodern aluminum alloys to aircraft，Progress inAerospace Sciences, 32 (1996), pp. 131-172
全文完
江苏激光联盟陈长军原创作品！
