高温合金是一类以铁、镍、钴为基体的耐高温金属材料,通常在500 ℃以上能够承受较大复杂应力,能够长时间在高温、热腐蚀、强氧化条件下服役。按成形工艺可分为变形高温合金(我国牌号以GH开头)、铸造高温合金和粉末高温合金。变形高温合金主要优点如下。

1)变形高温合金高温瞬时强度、持久强度、抗疲劳、抗蠕变和抗热腐蚀等性能均优于同成分铸造高温合金。以高温合金GH4169(美国牌号Inconel718)合金为例,其室温抗拉强度和屈服强度比同成分铸造高温合金K4169高30%,延伸率高一倍以上^[11-12]。

2)变形高温合金在热加工过程中,粗大的树枝晶破碎,铸态疏松和空隙被压合,致密性、组织均匀性和质量稳定性均优于铸造高温合金^[13-14]。图1为某镍基高温合金铸态和热轧后的微观组织、断口形貌对比。从图1中可以看出:铸态组织为杂乱的树枝晶,并存在一定的疏松和空隙,经热轧后组织均匀性大幅提升,微观疏松和空隙也被压合^[15]。

图1 铸造镍基高温合金与变形镍基高温合金微观组织对比
Fig.1 Comparison of microstructure between cast and wrought based superalloy

3)变形高温合金能够进行轧制、锻造、挤压、旋压、冲压等各种冷、热变形处理,进而高效获得各种形状复杂、综合性能优异的产品。定向凝固或单晶铸造高温合金、粉末冶金高温合金等虽然部分性能指标更优异,但制造成本和技术壁垒极高,且仅适用于加工涡轮叶片等少数构件^[16]。

以美国、俄罗斯为代表的工业强国通过提高变形高温合金化程度、改进热加工工艺,研发了一大批优质变形高温合金,为其国防工业发展奠定了基础,国外变形高温合金发展的主要特点如下。

1)一方面通过调整Al、Ti含量增加γ'相,另一方面通过增加Nb、Ta等元素增加γ″强化相。Al、Ti、Nb等原子半径与基体元素相差大,在室温和中等温度时析出沉淀相起到强化作用,高温时溶于基体中还能起到一定的固溶强化效果。例如Udimet720(国内相似牌号GH4702Li)合金,Al+Ti含量高达7.5%,γ'相达到40%～50%,室温抗拉强度最高可达1 700 MPa^[17-20]。

2)不断增加W、Mo、Nb等难熔金属元素,增强固溶强化效果,这些元素在室温下强化效果有限,但高温固溶强化效果稳定,有助于提高材料的高温强度和持久性能。例如在Inconel718基础上研发的Inconel718Plus,将Fe含量由18%下降至10%,加入1%W和9%Co,并调整了Al、Ti含量,使用温度提升了40 ℃,可在700 ℃条件下长期使用,并成功应用于R.R、GE、SIMENS等航空发动机中^[21-22]。

3)美国研发了一批钴基耐蚀高温合金和Fe-Ni-Co基低膨胀高温合金,典型的如Haynes188(国内相似牌号GH5188),用于火箭发动机燃烧室和航空发动机导向叶片,在1 000 ℃仍有良好的抗腐蚀性能; Incoloy903(GH2903)合金是一种含15%Co的Fe-Ni-Co基高温合金,在650 ℃以下膨胀系数低、弹性模量变化极小,且氢脆敏感性较低,在美国氢氧发动机中应用广泛^[23-25]。

4)采用等温模锻、梯度热处理等先进热加工工艺技术制造以涡轮盘为代表的高性能高温合金构件。等温模锻是将模具加热到与坯料相近的温度,以较低应变速率进行锻造的一种加工方法,能够成形大尺寸、复杂形状的难变形高温合金零件。例如通用电气研制的镍基沉淀强化Astroloy合金,普通模锻成形温度为1 170 ℃,超塑性等温锻造温度可降低至930～1 060 ℃,应变抗力减小超过10倍^[26-27]。

涡轮盘是航空航天发动机服役环境最恶劣的构件,一般情况下盘毂和盘心处工作温度相对较低,主要受较大的结构应力,需要材料有较高的室温或中低温强度,而盘缘和叶片部位经受高温燃气冲刷,需要材料有良好的高温强度和持久性能。传统高温合金涡轮盘无法兼顾盘毂和叶片的高性能要求。NASA格伦研究中心采用双重热处理技术对ME209合金涡轮盘进行了研究(见图2),将涡轮盘整体放入炉中,盘缘直接暴露在热处理炉中加热升温速度较快,中间区域通过保温材料与电炉隔绝,仅受边缘材料的热传导作用,因而升温速度较慢,达到了梯度热处理效果。热处理后的涡轮盘,心部、盘毂和盘缘处晶粒度分别为ASTM11.7、11.07、4.92(见图3),保证心部室温性能的前提下,盘缘位置高温持久性能得到提升^[28-29]。

图2 ME209合金涡轮盘双重热处理原理和试验
Fig.2 Principle and experiment of dual-heat treatment for ME209 alloy turbine disk

图3 梯度热处理后的涡轮盘及不同位置微观组织
Fig.3 Turbine disk after gradient heat treatment and microstructures of different positions

我国自20世纪60年代以来,成功研发了一批具有自主知识产权的变形高温合金,成为了继美、英、俄外,世界上第四个拥有完整高温合金体系的国家。我国变形高温合金的主要特点如下。

1)20世纪80年代以前,由于我国缺少金属镍矿及镍的进口途径,研发了一批成本较低、性能优良的铁基高温合金。改革开放后着重在镍基高温合金领域研发攻关,而金属钴地壳中含量少、开采成本高,我国未在钴基高温合金领域开展大规模的研发和应用^[30-31]。

2)长期以来我国缺乏大吨位压力机和高性能等温锻模具材料,针对高温合金热成形时存在变形抗力大、变形温度范围窄的问题,开发了独具特色的包套成形工艺,减少了热加工过程中坯料散热速率,采用普通热锻即可成形大尺寸、难变形高温合金构件。

3)由于航空、航天发动机构件尺寸的不断增大,必须采用更大规格的坯料才能成形大尺寸构件,而大规格变形高温合金铸锭的偏析倾向大,传统的单向拔长开坯工艺已难以彻底消除铸态组织和偏析,不能满足组织的均匀、细化要求。采用挤压成形或反复镦拔工艺可以提高材料的累积变形量,从而有助于提高材料的组织均匀性、碳化物的弥散分布和探伤合格率^[32]。

目前我国变形高温合金领域相较美、俄等工业强国的主要差距有:①我国高温合金在气体、杂质元素、偏析、组织均匀性等方面的控制还有待提升,部分高品质变形高温合金还依赖进口。图4为国产GH4169合金棒材和进口Inconel718合金棒材不同位置成分偏差、硬度偏差对比^[35],从图4中可以看出国产高温合金的均匀性和一致性相较于进口材料还有较大差距。②我国高温合金牌号繁多,给设计人员选材、科研人员深入研究、企业的批量生产均带来一定的困难。③在塑性变形与组织演变规律、沉淀相与再结晶交互作用、相计算与合金成分设计、多场耦合有限元仿真等高温合金理论和仿真分析等领域,还需要结合实际生产应用进一步研究^[33-35]。

图4 国产GH4169合金和进口Inconel718合金成分和硬度均匀性对比
Fig.4 Comparison of composition and hardness uniformity between domestic GH4169 and imported Inconel718 alloy

液体火箭发动机热端组件主要有推力室、燃气发生器、涡轮及其连接机构。推进剂经推力室喷注器喷注、雾化、蒸发、掺混后,燃烧产生高温燃气,通常情况下推力室喷注器一侧推进剂未进行充分燃烧且具有良好的主动冷却条件,材料服役温度没有身部和涡轮高,但喷注器燃烧通常需要同时接触常温(或低温)推进剂和强腐蚀/强氧化高温燃气,并须承受推进剂燃烧带来的剧烈振动,因而喷注器材料需具备良好的高温和低温(或室温)综合性能、抗高周疲劳性能,并具备优良的耐腐蚀和抗氧化性能。镍基高温合金或低膨胀铁基高温合金在欧美液体火箭发动机喷注器中得到了广泛应用。

身部是液体火箭发动机中服役温度最高的部位,通常采用再生冷却或辐射冷却方案。其中再生冷却身部是将液体推进剂沿身部内外壁之间的冷却通道流过,将燃气传递给内壁的热量带走从而降低了材料服役温度,再生冷却身部内壁材料须同时接触较高温燃气和带压的常温(或低温)推进剂,且能够经塑性变形成形薄壁构件,一般采用铁基或镍基固溶强化高温合金; 再生冷却身部外壁材料服役温度较低,但承受较大的结构应力,可采用一般高强不锈钢或沉淀强化高温合金。辐射冷却身部仅通过辐射换热冷却,服役温度极高,但一般辐射冷却身部仅用于喷管段,承受的结构应力较小,甚至允许在材料屈服段使用,一般镍基高温合金在800 ℃以上沉淀强化相快速溶解,因而辐射冷却喷管通常采用易于塑性加工的固溶强化高温合金。

涡轮转子是液体火箭发动机中服役环境最恶劣的构件之一,其叶片承受高温、高压、高速燃气的强力冲蚀,涡轮转子高速旋转使得叶片同时承受极大的离心应力,而涡轮盘心部要带动整个涡轮泵轴系旋转,结构应力较大; 涡轮盘心部和叶片温差极大,由此带来的热应力也非常大; 此外推动涡轮盘旋转的燃气通常为富氧或富燃燃气,均有较强的氧化性或热腐蚀性。涡轮盘通常选用时效沉淀强化高温合金制造。涡轮壳体、燃气导管等与涡轮转子服役氛围接近,但仅承受高温燃气冲刷和内压力作用,结构复杂,通常采用抗高温氧化性能优异并拥有较好的塑性成形和焊接工艺性的高温合金材料。

除此之外,连接热端构件的紧固件、金属密封件及部分接触低温推进剂的管路、阀门也经常采用变形高温合金。

“土星五号”火箭二级J-2发动机、“德尔塔4”火箭一级RS-68发动机、航天飞机芯级SSME发动机、欧空局“阿丽亚娜5”火箭芯一级Vulcain发动机和日本H2火箭一级LE-7发动机推力室喷注器顶盖、中底和部分喷嘴采用了Inconel718镍基沉淀强化变形合金(国内相似牌号GH4169),该合金是目前世界上应用最广泛的高温合金,在-253～650 ℃下具有优异强度、持久性能和良好的抗腐蚀、抗氧化性能,短时使用温度可达800 ℃^[36-38]。

Vulcain发动机燃气发生器壳体采用Waspaloy合金(国内相似牌号GH4738),该合金是一种Ni-Cr-Co基沉淀强化高温合金,在870 ℃以下具有良好的抗氧化、抗腐蚀性能,815 ℃下具有较高的强度和抗疲劳性能。图5为大量采用变形高温合金的Vulcain发动机推力室头部^[39-40]。

图5 变形高温合金在Vulcain发动机推力室头部中的应用
Fig.5 Application of wrought superalloy in the thrust chamber head of Vulcain engine

SSME氢氧发动机燃料路预燃烧室外壁采用镍基固溶强化变形高温合金Inconel625(国内相似牌号为GH3625),最高使用温度可达950 ℃; 内壁采用钴基固溶强化变形高温合金Haynes188(国内相似牌号为GH5188),在1 000 ℃仍然有良好的抗腐蚀性能。其身部喷管延伸段采用A286(国内相似牌号GH2132)薄壁管和Inconel718外壳、结构环焊接而成。日本H2火箭的LE-7发动机喷管延伸段上段也采用上述材料和制造方案。图6为A286合金制造再生冷却身部的SSME发动机和LE-7发动机^[41-44]。

图6 采用A286合金制造再生冷却身部的SSME发动机和LE-7发动机
Fig.6 SSME and LE-7 engine manufactured with A286 alloy for regeneratively-cooled thrust chamber body

Vulcain氢氧发动机和土星五号一级火箭F-1发动机喷管延伸段则分别采用了镍基固溶强化高温合金Inconel600(国内相似牌号GH3600)和镍基沉淀硬化高温合金InconelX-750(国内相似牌号GH4145),两种材料均具有较高的高温强度,在980 ℃以下拥有良好的抗热腐蚀性能^[41-42]。

阿波罗登月飞船服务舱和着陆舱R-4D姿态控制发动机,推力室身部辐射冷却喷管延伸段材料采用了L-605(国内相似牌号GH5605)钴基固溶强化高温合金,该合金中Ni、Cr、W含量分别可达10%、15%和20%,在1 090 ℃以下具有优良的抗氧化性能。图7为采用L-605辐射冷却喷管的R-4D发动机^[43-44]。

图7 阿波罗服务舱及R-4D姿控发动机
Fig.7 R-4D attitude control engine of Apollo spacecraft service module

F-1发动机涡轮盘材料为René41(国内相似牌号GH4141),该合金是一种Ni-Cr-Co基沉淀强化变形高温合金,在650～900 ℃下具有高强度、持久、抗疲劳、抗氧化等综合性能。图8为F-1发动机涡轮泵剖面图。

图8 F-1发动机涡轮泵
Fig.8 Turbopump of F-1 engine

美国航天飞机SSME发动机涡轮盘和主轴采用Inconel718合金(GH4169),我国早期长征火箭主发动机的涡轮盘采用GH1040合金,该合金可在850 ℃条件下使用,但高温强度一般。20世纪70年代末,经充分论证将涡轮盘材料升级为GH4169合金,并在随后的研制过程中将GH4169自由锻涡轮盘毛坯改为模锻件,可靠性大幅提升。

早期我国并没有针对液体火箭发动机服役工况特点专门研制的高温合金,且受限于材料研发和热加工技术水平,20世纪80年代以前,我国液体火箭发动机用变形高温合金主要以铁基高温合金为主,例如用于长征系列运载主发动机涡轮盘的GH1040(苏联相似牌号ЭИ395),用于涡轮壳体的GH1131(苏联相似牌号ЭП126)。这类高温合金的热加工性能良好,能够适应当时国内的塑性加工水平,但高温强度、高温持久、高温抗氧化性能相较于镍基变形高温合金较差。进入20世纪80年代后,我国在液体火箭发动机领域逐步推广应用和研制了一批镍基沉淀强化高温合金,并成功应用于新一代液氧/煤油火箭发动机中,其中最具代表性的是GH4169、GH4202合金和GH4586合金。

GH4169合金以其优异的综合性能成为欧美液体火箭发动机中应用最广泛的高温合金,但材料热加工过程组织和性能控制难度远大于一般铁基高温合金,20世纪70年代后期我国高温合金热加工技术水平有所提升,GH4169合金原材料和锻件性能稳定性逐步提升,在现役多型液体火箭发动机中得到了广泛应用,有力地保障了长征系列运载火箭百余次成功发射。

GH4202合金是一种Ni-Cr基沉淀强化变形高温合金^[45],Al、Ti元素形成沉淀相强化,W、Mo元素进行固溶强化,但未加入Co、Nb等贵重金属元素,该合金在-253～800 ℃下拥有良好的力学性能、抗腐蚀性能和组织稳定性及优异的抗富氧燃气侵蚀性能,在新一代液氧/煤油火箭发动机燃气弯管、涡轮壳体中广泛使用。图9为新一代运载火箭某型液氧/煤油发动机推力室头部,承受高温富氧燃气的燃气弯管与燃气整流栅均采用GH4202合金^[46]。

图9 新一代运载火箭液氧/煤油发动机推力室头部
Fig.9 Thrust chamber head of the new generation launch vehicle's liquid oxygen kerosene engine

GH4586合金是一种Ni-Cr-Co基沉淀强化变形高温合金,合金中Al、Ti元素形成沉淀相强化,Co、Cr、W、Mo元素进行固溶强化,辅以细小碳化物补充强化,使得材料在-196～800 ℃具有较高强度和良好的抗氧化、耐腐蚀和抗烧蚀性能,短时可在850 ℃条件下使用,应用于涡轮盘、涡轮转子等服役环境极其恶劣的零件^[47-50]。图 10为新一代长载火箭某型液氧/煤油火箭发动机GH4586合金涡轮盘热模锻件^[48]。

图 10 GH4586合金涡轮盘模锻件
Fig.10 GH4586 alloy turbine disc die forgings

液体火箭发动机启动冲击、温度梯度、振动量级相比航空发动机和燃气轮机更大,材料在保证低温、高温和常温力学性能的同时,还需要具备耐腐蚀、抗氧化、低氢脆敏感性等特点。变形高温合金性能特点很大程度上契合了液体火箭发动机使用需求。但我国长期以来缺乏针对液体火箭发动机用变形高温合金的持续研发和深入研究。例如进一步提高原材料冶炼及塑性加工技术水平,进而提升高温合金组织均匀性和性能稳定性,能够在提升发动机可靠性的同时降低设计冗余从而降低发动机质量、提高推重比; 而提高高温合金自身及与其他异种材料的钎焊、熔焊工艺性,可以进一步拓展高温合金使用范围,解决常规材料性能裕度不足的问题。

未来大推力、高性能液体火箭发动机必然伴随着热端组件服役温度的不断提高,而可重复使用液体火箭发动机对材料特别是热端组件材料的疲劳、蠕变、持久性能要求大幅增加^[54],进一步提升变形高温合金的高温强度、耐热腐蚀和高温氧化性,以及针对液体火箭发动机服役工况的损伤容限,是未来液体火箭发动机用高温合金的主要发展方向^[55]。

降低运载火箭特别是液体火箭发动机制造成本是支撑未来人类更加频繁发射有人或无人载荷进入太空的前提,我国现役液体火箭发动机选用的高温合金牌号众多、批次多、单批次用量少,无法大规模生产、采购高温合金,导致液体火箭发动机用高温合金成本居高不下; 此外受限于发动机型号多、零件种类多、批量小及制造工艺落后,大量高温合金构件加工过程中材料利用率低,进一步提高了零件制造成本。

高温合金及其零件的低成本化主要有两种途径,一方面是研发适应液体火箭发动机服役环境的通用低成本高温合金,减少Co、Mo、Re、Zr等贵重金属用量的同时,使钢厂能够大批量生产同一牌号的高温合金; 另一方面可提高工艺制造水平,采用精密模锻、精密旋压等先进工艺,提高材料利用率和生产效率。

推重比是火箭发动机重要指标之一,降低发动机质量可提高火箭有效载荷,因高温合金密度高、在液体火箭发动机中用量大,研发低密度高温合金是实现液体火箭轻量化的有效手段。此外以涡轮转子为代表的高速转动件是液体火箭发动机中服役工况最恶劣的部件,工作过程每分钟转速高达数万转,涡轮叶片承受的离心应力极大,降低叶片的质量还可以减小叶片服役时的离心力。

传统高温合金以Ni、Fe为基体,同时加入大量W、Mo、Co、Nb等难熔重金属元素以实现固溶强化,使得材料密度高于普通合金钢和钛合金、铝合金等有色金属。实现高温合金轻量化的根本途径是颠覆现有高温合金的基体成分,以NiAl、TiAl合金为代表的金属间化合物能够在700～900 ℃下使用,拥有良好的比强度、比刚度、比模量和抗高温氧化性,其密度仅为传统高温合金的50%～60%,美国GE公司、日本三菱公司等均研制和生产了用于航空发动机的TiAl合金叶片,但由于材料塑性较低,目前尚未大规模推广应用,TiAl合金中加入Nb、Mn、V等元素后,可进一步提高材料使用温度和塑性,有望在未来航空、航天领域热端部件中得到应用。