高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)用新型高溫鈦合金研究進(jìn)展

黃 旭，李臻熙，黃 浩

(北京航空材料研究院鈦合金研究室，北京100095)

高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)用新型高溫鈦合金研究進(jìn)展

黃 旭，李臻熙，黃 浩

(北京航空材料研究院鈦合金研究室，北京100095)

綜述了我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫鈦合金材料體系的發(fā)展?fàn)顩r。針對(duì)未來高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)新型輕質(zhì)耐高溫結(jié)構(gòu)材料的需求，重點(diǎn)介紹了TiAl合金和SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料2種關(guān)鍵的新型高溫鈦合金國(guó)外研究進(jìn)展和應(yīng)用情況。目前我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要應(yīng)用的是α+β型鈦合金，工作溫度均在500℃以下，在更高溫度使用的近α型鈦合金(如600℃高溫鈦合金)尚處于研發(fā)階段。國(guó)外對(duì)TiAl合金的研究已近20年，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域已公開報(bào)導(dǎo)了10多種TiAl零部件，并且完成了地面裝機(jī)試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果非常理想。SiCf/Ti復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的典型應(yīng)用是葉環(huán)類和軸類零件，美、英等國(guó)均研制出了多個(gè)零部件，并進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)考核試驗(yàn)。TiAl和SiCf/Ti復(fù)合材料將是新一代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)用的2種關(guān)鍵結(jié)構(gòu)材料。

高溫鈦合金;TiAl合金;SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料;阻燃鈦合金

1 前言

現(xiàn)代軍用戰(zhàn)斗機(jī)的戰(zhàn)術(shù)機(jī)動(dòng)性、短距起飛、超音速巡航等優(yōu)異作戰(zhàn)性能在很大程度上依賴于先進(jìn)的高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用，而高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展與高溫鈦合金的大量應(yīng)用密切相關(guān)。國(guó)外先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，高溫鈦合金用量已占發(fā)動(dòng)機(jī)總質(zhì)量的25%～40%，如第3代發(fā)動(dòng)機(jī)F100的鈦合金用量為25%，第4代發(fā)動(dòng)機(jī)F119的鈦合金用量為40%。我國(guó)第2代航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金用量約13%～15%，使用溫度一般不超過400℃。第3代航空發(fā)動(dòng)機(jī)中鈦用量達(dá)到25%。高溫鈦合金主要用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片、盤和機(jī)匣等零部件，這些零件要求材料在高溫工作條件下(300～600℃)具有較高的比強(qiáng)度、高溫蠕變抗力、疲勞強(qiáng)度、持久強(qiáng)度和組織穩(wěn)定性。

新一代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制需要更先進(jìn)的材料與工藝支持。美國(guó)國(guó)防部在“綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(IHPTET)”計(jì)劃中提出了高推重比、高性能發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕50%，推重比提高100%的發(fā)展目標(biāo)，材料和制造技術(shù)的貢獻(xiàn)率為50% ～70%［1］。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的不斷提高，壓氣機(jī)出口溫度不斷升高，對(duì)耐更高溫度的新型高溫鈦合金提出了迫切需求。本文介紹了我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫鈦合金材料體系的發(fā)展?fàn)顩r，詳細(xì)闡述了TiAl合金、SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料2種新型高溫鈦合金的國(guó)外研究現(xiàn)狀和應(yīng)用情況。

2 我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫鈦合金材料的發(fā)展

航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片、盤和機(jī)匣等零件要求在室溫至較高的溫度范圍內(nèi)具有高的瞬時(shí)強(qiáng)度、持久強(qiáng)度、高溫蠕變抗力、組織穩(wěn)定性和高低周疲勞性能。α型和近α型鈦合金具有良好的蠕變、持久性能和焊接性，因此適合于在高溫環(huán)境下使用。近β型和β型鈦合金盡管在室溫至300℃左右具有高的拉伸強(qiáng)度，但在更高的溫度下，合金的蠕變抗力和持久性能急劇下降。α+β型鈦合金不僅具有良好的熱加工性能，而且在中溫環(huán)境下還有良好的綜合性能。按照發(fā)動(dòng)機(jī)零件的使用環(huán)境和對(duì)材料的性能要求，α型、近α型和α+β型鈦合金更能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的工作要求。經(jīng)過半個(gè)世紀(jì)世界各國(guó)鈦合金研究工作者的努力，目前固溶強(qiáng)化型航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫鈦合金的最高工作溫度已由350℃提高到了600℃，表1所示為世界各國(guó)研制的各溫度段使用的高溫鈦合金［2－5］。

表1 世界各國(guó)研制的高溫鈦合金Table 1 High-temperature titanium alloy developed by different countries

我國(guó)于20世紀(jì)70年代開始研制航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫鈦合金，其發(fā)展歷程見圖1所示。目前在我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得應(yīng)用的主要是α+β型鈦合金，工作溫度均在500℃以下。更高溫度使用的近α型鈦合金(如600℃高溫鈦合金)尚處于研發(fā)階段，未獲得應(yīng)用。

圖1 我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫鈦合金的發(fā)展歷程Fig.1 Development of high-temperature titanium alloy for aero-engine in China

我國(guó)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上使用的工作溫度在400℃以下的高溫鈦合金主要有TC4，TC17，應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度較低的風(fēng)扇葉片和壓氣機(jī)第1，2級(jí)葉片，TC6的用量較少，主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)緊固件。500℃左右工作的高溫鈦合金有TC11，TA15和TA7合金，其中TC11是我國(guó)目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)上用量最大的鈦合金，大量應(yīng)用于我國(guó)WP13，WP14，WS11等第2代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓壓氣機(jī)葉片和盤。當(dāng)工作溫度達(dá)到500℃以上時(shí)，鈦合金的蠕變性能和熱穩(wěn)定性的重要性愈加突出，而這2種性能之間往往存在矛盾，需要通過優(yōu)化合金成分和控制顯微組織使這2個(gè)性能得以更好地匹配。目前，各國(guó)研制和使用的500℃以上高溫鈦合金均為Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si系，最高使用溫度已達(dá)到600℃。已經(jīng)正式獲得應(yīng)用的600℃高溫鈦合金是IMI834鈦合金，該合金已經(jīng)成功應(yīng)用于EF2000戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力裝置EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)上，用于制造高壓壓氣機(jī)整體葉盤。我國(guó)的600℃高溫鈦合金Ti60還處于研制階段，尚未獲得正式應(yīng)用。

單純采用固溶強(qiáng)化方法的鈦合金難以滿足使用溫度環(huán)境在600℃以上時(shí)對(duì)蠕變抗力和強(qiáng)度的要求。由于有序強(qiáng)化的Ti-Al系金屬間化合物具有高比強(qiáng)度、比剛度，高蠕變抗力，優(yōu)異的抗氧化和阻燃性能，因此成為使用溫度在600℃以上時(shí)的非常有潛力的候選材料，其中Ti3Al和Ti2AlNb合金長(zhǎng)期工作溫度可達(dá)650～700℃左右，而TiAl基合金工作溫度則可達(dá)760～800℃。Ti3Al，Ti2AlNb和TiAl基合金低的室溫塑性和韌性是這類合金應(yīng)用的最大障礙。除了進(jìn)一步優(yōu)化合金的成分，改進(jìn)加工工藝和控制組織，改善合金的塑性和韌性之外，還需要改變發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念，開展針對(duì)這類低塑性、韌性材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件上的應(yīng)用的系統(tǒng)研究，才有可能將這些新材料應(yīng)用于高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)。

3 TiAl合金

3.1 TiAl合金的發(fā)展歷史

TiAl基合金至今已經(jīng)發(fā)展了3代(見表2［9］)。早在50年代McAndrew和Kessler就發(fā)現(xiàn)二元TiAl鑄造合金具有良好的抗氧化性能和高溫性能。但因其室溫塑性和斷裂韌性太低，相當(dāng)長(zhǎng)一段時(shí)間內(nèi)發(fā)展比較緩慢。第1代TiAl基合金的代表是由美國(guó)空軍材料實(shí)驗(yàn)室和P＆W公司于1975～1983年間共同開發(fā)的Ti-48Al-1V-0.3C合金［6－7］(文中除特別說明外，TiAl合金成分均為原子分?jǐn)?shù))，該合金設(shè)計(jì)主要著眼于改善塑性和蠕變性能，但其綜合性能還不能滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件的性能要求，因而其發(fā)展只停留在了實(shí)驗(yàn)室研究階段。第2代TiAl基合金中最具代表性的是由美國(guó)空軍和GE公司共同開發(fā)的Ti-48Al-2Cr-2Nb鑄造合金［8］。該合金的室溫塑性、強(qiáng)度和抗氧化性能均優(yōu)于Ti-48Al-1V-0.3C?，F(xiàn)已有多個(gè)該合金的零部件進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)試驗(yàn)。此外第2代合金中較為著名的還有Howmet公司于1990年開始開發(fā)的2種XD鑄造合金:Ti-(45，47)Al-2Mn-2Nb-0.8(φ/%)TiB2。第2代 TiAl基合金在760℃時(shí)的大多數(shù)高溫性能(剛度、高溫強(qiáng)度、蠕變抗力、抗氧化性、耐腐蝕性等)按密度比均優(yōu)于或相當(dāng)于有望被取代的鎳基高溫合金。

國(guó)外TiAl合金研制目前已經(jīng)發(fā)展到第3代，見表2所示［9］。目前發(fā)展的第3代TiAl合金有如下幾個(gè)特點(diǎn):①與以鑄造合金為主的第2代TiAl合金不同，第3代TiAl合金主要發(fā)展鍛造合金;②合金成分設(shè)計(jì)上，不再以改善室溫塑性為主要設(shè)計(jì)目標(biāo)，而是以提高高溫強(qiáng)度、高溫蠕變抗力等為合金設(shè)計(jì)目標(biāo);③合金中大量添加Nb，Ta，W等高熔點(diǎn)元素，通過置換固溶強(qiáng)化提高合金強(qiáng)度和蠕變性能;④合金中添加Si，C，N等間隙強(qiáng)化元素，通過間隙固溶強(qiáng)化和Ti5Si3，Ti2AlC，TiN等析出相彌散強(qiáng)化提高蠕變性能;⑤Al含量由第2代鑄造TiAl合金的47% ～48%(原子分?jǐn)?shù))降低至了45% ～47%，以提高組織中的α2相含量，從而提高強(qiáng)度。

表2 TiAl合金的發(fā)展Table 2 Development of TiAl alloy

3.2 TiAl合金的特點(diǎn)

TiAl金屬間化合物合金密度僅3.8～4.0 g/cm3，是鎳基高溫合金的1/2，比鈦合金還低10%～15%;室溫彈性模量高達(dá)160～170 GPa，比鈦合金高33%，而且彈性模量在750℃高溫下還能保持150 GPa，與GH4169高溫合金相當(dāng);TiAl合金還具有高比強(qiáng)度，室溫至800℃強(qiáng)度保持率達(dá)80%，高蠕變抗力、優(yōu)異的抗氧化和阻燃性能，可在760～800℃長(zhǎng)期工作，是非常有發(fā)展前途的航空發(fā)動(dòng)機(jī)用輕質(zhì)耐高溫結(jié)構(gòu)材料。TiAl合金的主要特點(diǎn)［10－11］詳見表3。

圖2所示為鑄造TiAl合金與鍛造TiAl合金與其它金屬結(jié)構(gòu)材料比強(qiáng)度的比較［12］。通過鍛造變形，可以大幅度提高TiAl合金的塑性、強(qiáng)度和疲勞性能。圖2所示，鍛造TiAl合金的比強(qiáng)度比鑄造TiAl合金大幅度提高，而兩者的工作溫度范圍相當(dāng)，而且從室溫到1 000℃范圍內(nèi)鍛造TiAl合金的比強(qiáng)度是所有圖中所列金屬材料中最高的。國(guó)外報(bào)道，經(jīng)擠壓變形的TiAl合金最高斷裂強(qiáng)度可達(dá) 1 000 MPa［13］。

3.3 TiAl合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用

國(guó)外對(duì)TiAl合金的研究已經(jīng)進(jìn)行了近20年，截止目前，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域國(guó)外已公開報(bào)道了10多個(gè)TiAl零部件完成了地面裝機(jī)試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果非常理想。這些TiAl合金航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件的試驗(yàn)成功極大地增強(qiáng)了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)人員的信心，為TiAl合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

表3 TiAl合金的主要特點(diǎn)Table 3 Features of TiAl alloys

圖2 TiAl合金與其它金屬結(jié)構(gòu)材料比強(qiáng)度比較Fig.2 Specific-yield-strength limits of structural alloys used today with TiAl alloys superimposed

由于TiAl合金具有高比模量、高蠕變抗力和抗燃燒的特點(diǎn)，其在航空發(fā)動(dòng)機(jī)最佳的應(yīng)用部位是高壓壓氣機(jī)葉片和低壓渦輪葉片(見圖3所示)，采用TiAl合金制造葉片不僅可直接降低葉片零件的質(zhì)量，而且可以顯著降低輪盤的載荷，從而可實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的減質(zhì)量效果。GE公司為波音787客機(jī)研制的GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪第6，7級(jí)葉片采用了鑄造TiAl合金葉片，取代鎳基高溫合金實(shí)現(xiàn)減少質(zhì)量達(dá) 72.5 kg［14－15］。這是 TiAl合金首次應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)，而且是最新型的民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，證明了TiAl合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用的良好前景。目前TiAl合金低壓渦輪葉片主要采用精密鑄造工藝制備。從2000年開始，國(guó)外開始采用鍛造工藝制造TiAl合金高壓壓氣機(jī)葉片。鍛造TiAl合金葉片性能比鑄造葉片力學(xué)性能大幅提高，可靠性也顯著提高，但成本昂貴。圖4所示為 Rolls-Royce公司研制的 TiAl鍛造葉片［16］。此外TiAl合金還可用于制造擴(kuò)壓器、機(jī)匣和矢量噴口零件。

4 SiC纖維增強(qiáng)Ti基復(fù)合材料

4.1 SiC纖維及SiCf/Ti國(guó)外研究現(xiàn)狀

SiC連續(xù)纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度，高比剛度，良好的耐高溫及抗蠕變、疲勞性能，是理想的適用于700～900℃的航空發(fā)動(dòng)機(jī)用輕質(zhì)耐高溫結(jié)構(gòu)材料［5，17］。在新一代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)上，利用SiCf/Ti復(fù)合材料制造整體葉環(huán)代替壓氣機(jī)盤和葉片(如圖5所示)，可使減質(zhì)量效果達(dá)70%，從而大幅度提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比［18］。

SiCf/Ti復(fù)合材料已成為新一代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵新型材料，美國(guó)、英國(guó)等航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)強(qiáng)國(guó)均大力開展相關(guān)技術(shù)的研究。美國(guó)在其“綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(IHPTET)”計(jì)劃及NASP(National Aerospace Plane)計(jì)劃中均開展了大量的SiCf/Ti復(fù)合材料研究工作。美國(guó)空軍還發(fā)起了1項(xiàng)名為TMCTECC(Titanium Matrix Composite Turbine Engine Component Consortium)的SiCf/Ti復(fù)合材料的專項(xiàng)發(fā)展計(jì)劃，凸顯了該材料在未來高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的重要性［19］。

圖5 傳統(tǒng)的葉片－盤榫槽連接結(jié)構(gòu)與SiCf/Ti復(fù)合材料整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Illustration of SiCf/Ti composite Bling and traditional bladedisk structure

早在1972年，美國(guó)AVCO公司就開始了抗拉強(qiáng)度超過3 GPa的CVD SiC纖維的商品化生產(chǎn)［20］，這種早期的纖維利用直徑為12.5 μm的鎢絲作為基芯材料。但是由于鎢絲和SiC反應(yīng)生成W2C和W5Si3，從而限制了纖維的熱穩(wěn)定性。當(dāng)纖維加熱到1 000℃以上時(shí)，反應(yīng)層隨纖維的加厚而增加，導(dǎo)致了其強(qiáng)度的劇烈下降。因此，后來采用碳芯作為芯材，不僅提供給SiC較好的熱機(jī)械穩(wěn)定性，而且具有更輕質(zhì)、高強(qiáng)的特性。

目前國(guó)外已實(shí)現(xiàn)了CVD SiC商品化，美國(guó)Textron公司特種材料部獨(dú)家生產(chǎn)的品種分別為SCS-2，SCS-6，SCS-8的SiC(C 芯)纖維系列產(chǎn)品［21－22］。英國(guó)DRA 公司生產(chǎn)SiC(W芯)纖維SM1040，SM1140，SM1240系列產(chǎn)品［23］，以上纖維表面均涂敷有不同的保護(hù)涂層，分別用于制備樹脂、鋁、鈦、陶瓷基復(fù)合材料。這兩家公司所制備的SiC纖維強(qiáng)度均大于4 000 MPa，近年又制備出ultra-SCS及SM2156，強(qiáng)度超過6 000 MPa，SiC層均為細(xì)晶β-SiC。CVD法SiC纖維的研制屬于高技術(shù)領(lǐng)域，美國(guó)、德國(guó)、英國(guó)等西方國(guó)家給予了高度的重視。

國(guó)外針對(duì)不同鈦合金基體的SiCf/Ti復(fù)合材料性能進(jìn)行了大量研究，表4為國(guó)外研制的幾種SiCf/Ti復(fù)合材料的典型性能。美國(guó)的SCS-6 SiC/Ti-15-3材料在室溫下最大載荷為1 241 MPa時(shí)，疲勞循環(huán)周次達(dá)到51 077次。德國(guó)研制的 SCS-6/IMI834的抗拉強(qiáng)度達(dá)2 300 MPa，模量達(dá)220 GPa，而且具有極為優(yōu)異的熱穩(wěn)定性，在700℃溫度暴露2 000 h后力學(xué)性能不降低。

表4 國(guó)外研制的幾種SiCf/Ti復(fù)合材料典型性能Fig.4 Typical properties of SiCf/Ti composites

4.2 SiCf/Ti國(guó)外應(yīng)用現(xiàn)狀

SiCf/Ti復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的典型應(yīng)用是葉環(huán)類和軸類零件，美、英等國(guó)均研制出了多個(gè)零部件，并進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)考核試驗(yàn)［1，3，24～25］。在“綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(IHPTET)”計(jì)劃第2階段中新的核心機(jī)壓氣機(jī)上，采用高溫鈦合金Ti1100代替TC4制造SiCf/Ti整體葉環(huán)［1］，TiAl金屬間化合物制造壓氣機(jī)葉片，使壓氣機(jī)的耐熱性能將提高到700～800℃，結(jié)構(gòu)質(zhì)量將減輕50%，阻燃性能大幅提高，如圖6。Rolls-Royce公司制備的SiCf/Ti葉環(huán)質(zhì)量減少37%，使用溫度提高10%，轉(zhuǎn)速提高15%，如圖7。SiCf/Ti復(fù)合材料軸類零件在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的典型應(yīng)用是低壓渦輪軸。圖8所示為GE公司研制的SiCf/Ti復(fù)合材料低壓渦輪軸［3］，通過SiC纖維沿軸向呈45°纏繞，可以使復(fù)合材料低壓渦輪軸承受非常高的扭矩，從而代替鋼制渦輪軸可以大幅度降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

圖6 IHPTET計(jì)劃研制的TiAl葉片與SiCf/Ti基復(fù)合材料環(huán)組成的葉環(huán)組件Fig.6 TiAl blades and SiCf/Ti composite ring developed by IHPTET program

此外，美國(guó)ARC公司采用了SiC纖維/金屬絲編織條帶與Ti粉熱壓復(fù)合工藝制作了直徑17.8 cm的模擬葉環(huán)和F119發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管驅(qū)動(dòng)器傳動(dòng)活塞桿(長(zhǎng)35.6 cm)。普惠公司制備了PW4084 SiCf/Ti風(fēng)扇葉片典型件。

5 結(jié)語

TiAl和SiCf/Ti復(fù)合材料將是新一代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)用的2種關(guān)鍵結(jié)構(gòu)材料。國(guó)外已經(jīng)完成了此類材料研制、應(yīng)用研究與零部件試驗(yàn)考核等大量研究工作，將很快在下一代新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得應(yīng)用。目前在TiAl合金工程化應(yīng)用研究、典型零件研制與考核試驗(yàn)等方面我國(guó)與國(guó)外尚存在較大差距。SiCf/Ti復(fù)合材料尚處于實(shí)驗(yàn)室研究階段，高性能SiC纖維還不能實(shí)現(xiàn)批量生產(chǎn)，SiCf/Ti復(fù)合材料零件設(shè)計(jì)與制造經(jīng)驗(yàn)欠缺。因此，亟需在這2種新材料領(lǐng)域開展零件設(shè)計(jì)—材料研制—應(yīng)用技術(shù)研究三者相結(jié)合的系統(tǒng)性研究。

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Recent Development of New High-Temperature Titanium Alloys for High Thrust-Weight Ratio Aero-Engines

HUANG Xu，LI Zhenxi，HUANG Hao
(Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China)

Development status of high-temperature titanium alloys of aero-engine in China was reviewed.Aimed at demands of low density and heat resistant structure materials for high thrust-to-weight ratio aero-engine，recent developments and applications of TiAl alloys and SiC fiber reinforced titanium matrix composites were introduced.Currently the domestic main alloy of aero-engine application is α +β type of titanium alloy，the working temperature are less than 500 ℃，for using at higher temperatures near α titanium alloy(such as 600 ℃ high temperature titanium alloy)is still in developing stage.TiAl Alloy abroad for nearly 20 years，in the field of aero-engine has been public reports of a dozen TiAl components installed to complete the ground tests，test results are very satisfactory.Respecting SiCf/Ti composite materials in aero-engine typical applications on the blades，ring and shaft parts，US and UK have developed a number of parts，and made the engine assessment test.TiAl and SiCf/Ti composite materials are the two kinds of key structural materials for a new generation of aircraft engines with high thrust-weight ratio.

high-temperature titanium alloy;TiAl alloy;SiC fiber reinforced titanium matrix composite;burn resistant titanium alloy

TG146.2+3

A

1674－3962(2011)06－0021－07

2011－04－24

黃 旭，男，1968年生，研究員