金晶浴火析纯相，碧叶旋光透影空（五）

金晶浴火析纯相，碧叶旋光透影空

——浅谈航空发动机高温合金涡轮叶片（五、单晶合金）

上一篇发出后，有朋友被墙皮噎住了，私聊让解释一下定向合金中的“晶界”是什么意思。其实，研究高温合金这等大部头理论，兵器迷也一样被噎个半死。晶界的概念，那是比定向合金和单晶合金更厚的墙皮。不过，既然有朋友问，就略谈几句，有不周的地方，请专业的兄弟上来接盘啊。

晶界是合金晶体的边界，是一个相对于晶内的概念。晶界与晶内相比，就一个字——“乱”。比如，二者的合金点阵相比，晶界中的原子位置、间隙尺寸、排列方式，都比晶内有些杂乱。点阵或者晶格的畸变较大，晶体的位错和空洞也普遍存在。

在常温状态下，由于晶格变形可阻止晶内滑移的贯穿，因此晶界基本不参与合金的形变（这也导致了常温状态下塑性变差的问题），并且因而有利于合金的强化。

所以结论是：在常温下，晶界的合金强度比晶内要高。

在高温状态下，就完全不同了，晶界会参与合金形变，有时晶界形变量甚至可占总形变量的50%。晶界强度随温度升高下降的很快。因此升温到某一温度区间，晶内强度与晶界强度大致相当。如果温度继续升高，晶界强度就比晶内强度低，并在破断时呈现晶间断裂的特征。

所以结论是：在高温蠕变下，晶界的合金强度比晶内要低。

上一篇说过，在铸造涡轮叶片技术的改进中，定向凝固柱晶高温合金基本消除了横向晶界，在主应力轴方向提高了使用强度和疲劳寿命。但是，在横向塑性上存在缺陷，不利于合金的加工成型。而改进的主要方式，就是加入铪Hf、碳C、硼B、锆Zr等晶界强化元素，加强高温下晶界的强度和改善工艺性能。

有朋友问，如果有一种合金，比定向凝固柱晶合金再进一步，即在消除横向晶界的基础上，再去掉纵向晶界，是不是会更加改善合金性能呢？

科学家还真就是这么想的。普惠公司在Mar-M200定向凝固柱晶合金的基础上，研发了同品牌的单晶合金，整个叶片铸件由单纯晶粒的铸造高温合金组成，消除晶界——这就是我们今天要谈的话题：单晶高温合金（Single Crystal Superalloy）。

图：单晶合金消除了晶界

继续。

1968年普惠公司的Gell和Leverant对比研究了这同一牌号两种合金的组织和性能。然而，结果却令人大失所望：柱晶Mar-M200相比，单晶Mar-M200的蠕变、疲劳以及抗氧化性能没有任何提高，只是改进了横向强度和延性。在加上当时单晶的成品率较低，因此当时未能获得实际应用。

1975年，Jackson等人在研究单晶Mar-M200（含Hf）合金时发现，合金在980℃的持久性与一种合金相，γ’相有关——又来了一个鬼，γ‘相。

合金相，是指在一个合金系统中具有相同的物理性能和化学性能，并与该系统的其余部分以界面分开的部分。γ’相是镍基合金和很多铁基合金的一种合金组织形态。对于镍基合金来说，γ’相是在Ni3Al的γ基体上共格析出的金属间化合物，与γ基体一样都是面心立方结构，晶体点阵常数与γ基体相近，一般相差1%以下，具有较高的组织稳定性。

Jackson他们发现，细小γ’相的数量、尺寸、分布对镍基合金的高温强度有重要影响。具体来说，镍基合金的高温强度随γ’相的体积分数增加而增高。γ’相是镍基高温合金中最重要的强化相。而要想增加这种细小γ’相，关键就在于提高合金固溶温度。

前面说过，Mar-M200单晶合金是含Hf的，而这种晶界强化元素（也包括碳C、硼B、锆Zr）虽然改善了合金的塑性，但却降低了合金的固溶温度导致γ‘相的减少。而镍基合金的高温强度却要求γ’相的体积分数较高——这就是为什么，千辛万苦做出的单晶合金，性能比定向凝固柱晶合金没什么差别的根本原因。

γ’相合金第二相强化机理这一发现，为未来高温合金的突破性发展打开了大门。自此之后，大量合金配方和铸造工艺都围绕着增加γ’相的体积分数而进行。迄今，大多数镍基合金中γ’相的体积分数为30%以上，最强的合金中达60%以上，这是后话。

回头说普惠，既然晶界强化元素对增加γ‘相不利，单晶合金又没有晶界了，因此1980年，Gell等人根据这些研究工作, 提出了单晶高温合金成分设计的基本原则：去除C、B、Zr、Hf等降低合金初熔温度的晶界强化元素，提高单晶合金的初熔点，以便在更高的温度下进行固溶处理。同时，铝Al和钛等元素Ti有助于形成镍基合金的γ’相，因此镍基合金往往会有较多体积分数的这类元素。比如K403合金就含有5.62%的Al和2.65%的Ti。

如此，单晶合金的高温强度优势终于显露出来：单晶合金更高的初熔温度容许合金进行充分的固溶处理，从而获得高的蠕变强度；单晶合金没有易成为裂纹起始位置的晶界；由于晶体取向的低弹性模量而具有高的热疲劳抗力。

单晶合金的强化理论基础弄清楚后，普惠在1980年代研制出了第一代单晶高温合金PWA1480。其使用温度比著名的定向合金PWA1422（复习《第四篇》）高25-50℃。PWA1480研制的单晶合金空心涡轮精铸叶片，于从1982年开始，陆续应用于PW2037、F-100（轮前温度1370℃）、JT9D-7R4、T400-W和V-402等军用和商用航空发动机，投人航线使用。单晶高温合金从此进入一个蓬勃发展的时期。

我们耳熟能详的F119、GE90、EJ200、M88-2、P2000等先进航空发动机都选用了单晶合金作为涡轮叶片材料。其中，F119推比10发动机上应用的是第二代PWA1484单晶合金，涡轮前温度1677°，是目前军用航空发动机大规模工程化应用程度最高的单晶合金。

然而，单晶合金的发展可不止两代。迄今，国外在近四十年里，一共发展了五代单晶合金：

第一代：以美国PWA1480为代表，应用机型代表为B747，A300。有美国CMSX-2、CMSX-3、罗罗的SRR99。

第二代：以铼（Re）元素的添加作为基础，相继研发了以PWA1484、CMSX-4G、RenéN5 、ReneN1改,等为代表的第二代单晶高温合金，使用温度比第一代单晶高温合金高约30℃。其代表品牌是

PWA1484：1988年末普惠公司的PWA1484，以铼3%的铼（Re）作为固溶强化剂，铝（Al）含量至少为5.6%，以及较高的8.7%Ta，并去除了Ti，用于PW2037，PW4000，V2500发动机使用，应用机型B757\767\777、A300\310\320\330\A319\321。

RenéN5：用于GE90(B777/A330)和CMF56-7(B737)

CMSX-4：用于Trent800(B777)，RB211(B757)，F119(F22)

CMSX-4ULS:用于Trent900(A380)

第三代：以1990年代之后研发的CMSX-10、RenéN6等为代表，添加大量高熔点难熔元素，并加入了钇Y、镧La和铈Ce等稀土元素，以改善单晶合金的抗氧化性能，研发了使用温度比第一代高约60℃的第三代单晶高温合金。

CMSX-10K:用于Trent1000（B787）

CMSX-10N:用于TrentXWB (A350)

（兵器迷个人的问题：普惠哪儿去了？）

第四代和第五代：以添加钌（Ru），铂Pt，铱Ir等元素的添加作为基础，研发出MC-NG、TMS-138、等为代表的第四代和TMS-162、TMS-192等第五代单晶高温合金。日本NRIM 研发的TMS系列在这方面是领先的。但是，目前尚未见到工程化应用的资料（如果有请大家补充）。

四代和五代缺席工程化应用，原因可能是多方面的：

1铼（Re）铷(Ru)元素等大量增加，造成合金密度较高，脆性稍高且可铸性和工艺性稍差。

2大量难熔元素的使用，特别是铼（Re）的大量添加，使得单晶高温合金的价格甚至倍增，以CMSX系列单晶合金为例，昂贵难熔元素的质量分数，第一代为14.6%，第二代为16.4%，而第三代达到20.7%。到了第四代单晶合金，TMS-138铼的含量达5%。到了第五代单晶合金，TMS-162含铼5%，含铷6%。铼的价格约为3万元/千克，含3%铼的第二代单晶高温合金价格为200万元/吨，含6%铼的第三代单晶高温合金价格达到约300万元/吨。这种烧钱的节奏，工程化应用当然受到严重制约。况且，铼的储量是非常有限的，这么用下去，也不是可持续发展的健康之路，对吧（参见鄙文《娓娓道铼》）。

插一句，在地主家也没有余粮的情况下，各合金大咖终于开始研发低铼或无铼合金了。比如：2008年，GE公司在ReneN5合金的基础上研制了ReneN515(含1.5%Re)，和ReneN500无Re合金，并对ReneN515合金在一些航空发动机上进行了测试，计划将其应用到GEnx等发动机上。

3一个单晶合金牌号，从合金产品到涡轮叶片的工程化应用，有一个漫长的试制、试用、维护过程来检验合金与叶片的性能与质量，完善相应的工艺制备（后文会详谈）。等到批量生产时大约需要5-10年左右的时间，有的受到应用发动机的研制进度影响，甚至需要15年或更长的时间。

所以，有人对日本在TMS第四代和第五代单晶合金独树一帜的领先发展，非常佩服。但也有一种声音，认为无法工程应用的研制意义有限。

兵器迷嘛，还是中间派：

一方面，日本四代和五代代单晶合金的研发成绩，还是要肯定的。美、中典型三代单晶合金的1100℃，140Mp的持久使用寿命普遍是220+小时。而日本四代的TMS-138，1100℃137Mp的持久使用寿命是399小时。日本五代的TMS-162，1100℃，137Mp的持久使用寿命是959小时——这不是先进是什么？日本第三代单晶合金TMS-75出来的时间比中国第三代单晶合金DD409早约10年，这个差距还是要承认的吧。

另一方面，日本比较尴尬的确实在于应用。在航空发动机领域，日本单晶合金的大规模工程化装机应用在哪里，很难找到资料（有料的请多多爆来）。日本的三代单晶高温合金TMS-75由日本国家金属材料研究所(NRIM)开发，其成分为Ni-12Co-3Cr-2Mo-6W-6Al-6Ta-0.1Hf-5Re。看到吧，用了5%的铼啊。这么贵的合金，居然用途主要是15MW级的工业用燃汽轮机的叶片，试用没问题，但商用太贵了。另一个三代单晶合金TMS-82含2.4%Re，性能很好但也不便宜。但如果不能大规模用在航空发动机上，大家之间就不好比了，对吧？

有朋友问，别谈霓虹了，说说中国的单晶高温合金发展情况如何呢？有没有你说的大规模工程化应用呢？

欲知后事如何，且听下回分解。

注：所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如：

《航空铸造涡轮叶片合金和工艺发展的回顾与展望》

《航空材料与热处理》

《DZ125定向凝固高温合金的研究》

《叶片用定向凝固合金和单晶合金的发展》

《高温合金加工技术的应用和近年来的发展》

《北京航材院铸造高温合金及工艺发展40年》

《定向凝固空心无余量涡轮叶片精铸工艺的研究》

《第三代单晶高温合金DD9》

《中国高温合金体系的发展》

《高温合金在航空发动机上的应用》

《单晶高温合金的发展》等数十篇论文和文章

本文还引用了空军之翼和航空制造网…等多家网站的图表，权力归原作者所有

在此一并感谢！