在普通多晶高温合金中,晶界处杂质较多,原子扩散较快,原子排列不规则,使得晶界成为在高温受力条件下较薄弱的地方。和应力轴垂直的晶界是高温合金变形时的主要裂纹源,这成为提高高温合金性能的主要障碍。因此消除和应力轴垂直的横向晶界,让晶粒沿着受力方向生长,会使高温合金的力学性能得到很大程度的提高,于是产生了定向凝固技术。定向凝固技术的出现,不仅提高了高温合金的蠕变性能,而且也极大地提高了热疲劳性能,但是,发展定向结晶后,裂纹开始在留下来的纵向晶界上出现,于是设想制成单晶,消除所有晶界,使得高温合金力学性能又进一步得到提高。


  单晶合金是在普通铸造和定向凝固技术的基础上发展起来的,其有关研究工作可追溯到20世纪60年代末期。1968年,Gell 和 Leveran 对比研究了Mar-M200单晶和定向凝固柱状晶的组织和性能,发现某一取向的 Mar-M200单晶比柱晶 Mar-M200的蠕变、疲劳以及抗氧化性能优越,改进了横向强度和延性。与此同时,发现加入合金元素铪可以部分解决定向凝固组织横向性能差的问题。由于制备单晶合金成功率低、成本高,致使单晶合金研究工作停了下来。1975年,J.J.Jackson等。在研究Mar-M200+Hf合金时,发现定向凝固合金980℃的持久寿命与细小(≤0.5μm)γ'相的量有很大关系,而增加细小γ'相的量的关键在于提高合金的固溶温度。1976年,VerSny-der和Gell研究了去除碳、硼、锆、铪 晶界强化化学元素后的Mar-M200单晶合金的组织和性能。正是参考了这两项工作,Gell等人才在1980年提出并实行了新型单晶合金发展原则:去除、硼、锆、铪等会降低合金初熔点的元素,尽可能增加难熔元素钽的含量,以提高固溶温度,从而研制成功了耐温能力比定向合金 PWA1422 高20~50℃的单晶合金PWA-1480。从此,单晶高温合金的研究获得了突破性进展。


 而后英国、美国、法国、俄罗斯、日本等国均加大了研究单晶合金的力度,相继出现了性能水平与PWA-1480相当的单晶合金,主要有美国的CMSX-2、CMSX-3、NASAIR100、Rene N4,英国的SRR99、RR2060、RR200,法国的MXON,日本的TMS-1和我国的DD3,这些合金被称为第一代单晶合金。一些研究者发现,在合金中加入金属铼代替其他难熔金属,如钼或钨,能显著提高单晶合金的蠕变强度,进一步研究发现,在由Mar-M200演变得到的一种单晶合金中用铼代替钨,显著降低了γ'相的粗化速率,并且获得了很大的负γ/γ'错配度。CMSX-2和PWA1480合金中加入铼,原子探针显示γ相基体中存在铼的原子团簇,这可能是比普通的固溶强化更有效的强化手段。镍基单晶合金中引入3%的铼使承温能力提高30℃,含3%铼的单晶合金称为第二代单晶高温合金,其代表是PWA1484、Rene N5等。为了进一步提高单晶叶片的承温能力,合金中铼含量增加到6%,称为第三代单晶高温合金,以CMSX-10、Rene N6为代表。铼的加入对单晶以及定向合金耐温能力的提高如图1-4所示。


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 航空发动机的发展历史,可简单地描述为不断提高航空发动机推力和涡轮前进口温度的历史。发动机工作温度每提高5℃可增加1.3%的功率和0.4%的热效率。20世纪50年代,典型的发动机JT3D推力为7450kg,涡轮前进口温度为889℃,20世纪70年代F100发动机推力为11340 kg,涡轮前进口温度为1310℃。而20世纪80年代的一些有特色的发动机涡轮前进口温度已高达1430℃。采用第三代单晶合金作叶片材料的推重比为10的F119发动机,其涡轮进口温度为1677℃。第一代、第二代和第三代单晶高温合金的出现,使航空发动机叶片材料的耐温能力比定向柱晶合金提高了90℃。高性能的单晶合金与先进的气冷叶片设计、精湛的精密铸造技术和优良的防护涂层及工艺相结合,使航空发动机的涡轮进口温度得到了大幅度的提高。目前,几乎所有先进航空发动机都采用了单晶合金,见表1-4。


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