欧美等四代高温合金技术成熟，国内第四代温度提至815℃

       摘要：高温合金是以铁、镍、钴系金属为主材料，通过添加金属元素、采用固溶处理或时效处理强化基体及晶界，使之可以在650℃以上仍保持力学性能和抗氧化、耐腐蚀性能的合金，此类合金能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作。根据不同的成形方式，可将高温合金分为铸造高温合金、变形高温合金和粉末冶金高温合金三类，本文通过简述四代粉末冶金高温合金的发展历程、对比国内技术现状，简要分析未来的技术发展趋势。

　　在航空航天新型发动机性能不断提升的背景下，发动机对内部涡轮盘的强韧性、疲劳性能、可靠性及耐久性提出了更高的要求，而高温合金铸造及变形工艺中需加入的强化元素较多，导致合金中偏析严重、组织不均匀，已不能满足内部涡轮温度及压力的要求。粉末冶金工艺解决了高合金化高温合金铸造偏析、热工艺性能差的缺点，可以进一步提高航空发动机的性能。

　　国外分步提升合金性能，美俄英法等第四代产品成熟

　　国外粉末高温合金的发展历程有四代，逐步提升合金的耐高温和承压能力。目前，美国、俄罗斯、英国和法国等已研发出多系粉末高温合金，建立了自己的合金体系。

　　(1)第一代粉末高温合金以美国René95为代表，主要提高了合金的强度。其主要是在变形或铸造合金的工艺基础上，降低碳含量并添加元素Nb、Hf形成MC型强碳化物，以防止形成原始晶粒边界( PPB)，进而提高合金的强度。其特点是γ'相(奥氏体晶相)含量高(一般大于45%)，晶粒细小，抗拉强度高，使用温度为650℃。

　　(2)第二代粉末高温合金以美国René88DT为代表，主要提高了合金的损伤容限。其主要是在René95的基础上，降低Al、Ti、Nb含量，并提高W、Mo、Co含量，使γ'相含量降低，虽然降低了10%的抗拉强度，但使疲劳裂纹扩展速率也降低了50%。其特点是晶粒粗大，蠕变强度、裂纹扩展抗力以及损伤容限均比第一代高，最高使用温度达到700～750℃。

　　(3)第三代粉末高温合金以美国René104、ALLOY10、LSHR和英国RR1000为代表，全面追求综合性能。这代产品在保证700~750℃使用温度的基础上，通过改变合金内添加金属的比例，大幅提高了合金强度、损伤容限、耐高温性和使用寿命，γ'相含为45～55%。

　　(4)第四代粉末高温合金是在第三代的基础上，继续调整金属成分和制造工艺来追求更高的工作温度。目前美国、俄罗斯、英国和法国等开发的产品较为成熟，工作温度可达815℃，还具有强度高、损伤容限大的性能特点(见表1)。

　　表1 粉末高温合金的发展历程

　　(数据来源：《第四代粉末高温合金成分选取范围研究》)

　　国内合金前三代技术成熟，第四代工作温度提至815℃

　　目前国内研发的粉末冶金高温合金也分为四代。其中，第一代粉末冶金高温合金FGH95在650 ℃的工作温度下，屈服强度为1136～1243Mpa、抗拉强度为1410～1576MPa，为高强型合金;第二代FGH96、FGH97在750℃的工作温度下，屈服强度为950Mpa、抗拉强度为1185 Mpa，较第一代强度下降了约10%，但抗裂纹扩展能力提高了一倍，为高损伤限容性合金;第三代FGH98、FGH99平衡了温度和强度性能，在700℃工作条件下，屈服强度为900 MPa，抗拉强度为1300 Mpa。第四代的高温合金目前还处于研制阶段，国内钢铁研究总院、中国航发北京航空材料研究院、北京科技大学、中南大学等已有一些产品小样，如钢铁研究总院研发的几种第四代产品中，有一种产品能在815℃温度下，达到屈服强度为1145.5Mpa、抗拉强度为1614Mpa、塑性伸长率0.120%、持久寿命457.4h的性能。

　　表2国内四代粉末合金性能对比

　　(数据来源：《一种粉末高温合金及其制备方法》)

　　结语

　　发展粉末冶金工艺是提升航空航天新型发动机性能的重要路径之一，我国在粉末高温合金领域进步较大，已有三代产品投入工业应用，但与美、欧、俄罗斯等航空强国相比还有一定差距，目前各大高校机构已有第四代产品小样，工作温度达到815℃，而国外的产品在815~850℃之间。粉末高温合金未来工艺的研发方向还将沿着在提高工作温度的基础上，继续提高产品的强度、抗蠕变性能和使用寿命。