刊出日期：2025-01-20
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综述2025, 53(1): 1-14. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000122随着航空发动机涡轮前进口燃气温度的不断提升，传统的热障涂层难以有效阻隔高温燃气产生的近红外光波段热辐射，热辐射传热可透过涂层直接加热下层金属基体，损害热端部件服役寿命。本文结合作者的实验结果，综述了新型兼顾辐射抑制能力的热障涂层材料设计和结构设计，对比了传统热障涂层的近红外光学特性，深入探讨了目前用来提高涂层抑制辐射传热能力的方法。重点针对传统热障涂层YSZ在短波红外波段不能有效阻隔红外辐射热传播的问题，对提高涂层的红外反射率或红外吸收率这两类降低热障涂层红外透过率的基本途径进行了分析，并对提高涂层红外反射率和吸收率的调控手段、影响因素、内在机理及优缺点进行了系统总结。最后指出新型辐射抑制涂层在材料和结构设计以及高性能计算辅助等方面的未来发展趋势和突破方向。
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综述2025, 53(1): 15-27. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000520连续纤维增强陶瓷基复合材料具有低密度、高强度、耐高温等优异性能，已被广泛应用于航空航天、国防军工和新兴民用等领域，但连续纤维增强陶瓷基复合材料制备工艺大多存在成本较高、周期过长等问题，限制其应用和推广，发展低成本制备工艺是推动连续纤维增强陶瓷基复合材料广泛应用的关键。本文简要介绍了连续纤维增强陶瓷基复合材料制备工艺现状，总结了反应熔渗、纳米浆料浸渗瞬时共晶、浆料浸渗结合热压等低成本工艺的研究现状，围绕制备工艺优化、复合材料微观结构和性能等方面进行综述，提出了低成本制备工艺的未来研究方向，如熔盐法制备超高温陶瓷界面和反应诱导相分离制备具有孔隙结构均匀的多孔基体，可显著提升连续纤维增强陶瓷基复合材料的综合性能。
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综述2025, 53(1): 28-44. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000183Ti2AlNb合金优良的综合高温性能使其有望取代部分镍基合金，作为航空发动机关键结构材料实现发动机自身减重。针对未来高性能航空发动机轻量化设计需求，结合统计对比、对照实验、有限元仿真分析等方法，从材料特性、合金冷/热加工工艺性能、减重收益等方面分别进行分析，讨论该合金在航空发动机中应用的优势、潜力以及仍需解决的问题。分析结果表明，该合金在减重方面优势显著，且较好地实现了强度、韧性和塑性的综合匹配，无明显短板；具有可接受的冷、热加工性能，通过变形、铸造等方式均可制备工程可用的大规格零件；应用于机匣等静子件可在镍基高温合金基础上减重35.3%，应用于整体叶盘/轮盘等转子件可在镍基高温合金基础上减重37.3%。
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综述2025, 53(1): 45-54. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000119航空发动机热端部位的红外辐射容易被红外探测器所探测，不利于飞行器在复杂的监测环境下服役。如何降低航空发动机高温部位的红外辐射特征，提高航空发动机的高温红外隐身性能是目前亟须解决的难题。本文介绍了在高温环境中具有应用前景的金属类红外隐身材料、无机非金属类红外隐身材料和结构类红外隐身材料的红外隐身机理和研究状况，并指出了高温红外隐身材料的未来发展趋势，包括需要进一步研究高温红外隐身材料的失效机理、与控温方式相结合以满足更高温度的隐身需求和有必要发展综合隐身性能来满足飞行器在复杂环境下的隐身能力。
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研究论文2025, 53(1): 55-64. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000210采用光学显微镜、场发射扫描电子显微镜、电子探针仪研究第三代单晶高温合金DD9不同试样（双层壁超冷涡轮叶片、复合气冷涡轮叶片、精铸薄壁试样以及圆柱试棒）的显微组织及其薄壁效应。结果表明：四种试样的显微组织均存在差异。截面尺寸相同时，DD9单晶涡轮叶片的铸态一次枝晶间距、γ′相尺寸及铸态与热处理态试样枝晶偏析均大于精铸薄壁试样；完全热处理后，截面尺寸相同的单晶涡轮叶片与精铸薄壁试样的γ′相尺寸相近。随截面尺寸减小，DD9合金薄壁试样铸态一次枝晶间距、铸态与热处理态γ′相尺寸及枝晶偏析均呈减小趋势。
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研究论文2025, 53(1): 65-71. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000054为研究渗铝涂层对DD6合金表面完整性和旋转弯曲高周疲劳性能的影响，采用化学气相沉积（CVD）方法在标准热处理的DD6合金疲劳试样上渗铝，采用扫描电镜（SEM）和能谱仪（EDS）分析了渗铝涂层后DD6合金试样横截面组织形貌及元素分布情况，然后分别测试未涂层和涂层后试样760 ℃与980 ℃的旋转弯曲高周疲劳性能。结果表明：渗铝涂层后试样表层区域主要分为内外两层，外层主要由β-NiAl 相组成，内层为扩散层，含有较多固溶强化元素。渗铝涂层会略微降低合金760 ℃和980 ℃的旋转弯曲高周疲劳性能，但对高应力幅区的疲劳寿命影响较大，对低应力幅区的疲劳寿命影响较小。表面粗糙度差异、氧化损伤和元素互扩散等因素耦合作用是导致未涂层和涂层试样疲劳寿命差异的本质原因。
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研究论文2025, 53(1): 72-80. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000321针对新一代航空发动机涡轮盘用超低C，N含量的变形高温合金GH4065A，系统表征和定量统计了合金的夹杂物组织。对细晶态和粗晶态试样开展了400 ℃和650 ℃不同载荷水平下的疲劳实验。通过对疲劳断裂源组织进行表征分析，研究了合金的疲劳断裂机制。结果表明，合金的夹杂物主要为氮化物。在细晶组织状态下，高温疲劳断裂机制为氮化物（单独和团簇态）起始断裂。高应变幅载荷下（≥0.9%），断裂源主要为试样表面氮化物，极少情况为表面硼化物和氧化物（Al2O3和MgSiO3），且只有Al2O3导致合金过早疲劳断裂；低应变幅载荷下（<0.9%），断裂源为氮化物-解理面型，均在试样近表面/内部。两种不同的断裂方式分别导致高应变幅载荷下400 ℃疲劳寿命高于650 ℃疲劳寿命，低应变幅载荷下反之。统计发现，引起疲劳断裂的所有氮化物的尺寸全部达到/超过细晶组织平均晶粒尺寸。在粗晶组织状态下，400 ℃下疲劳断裂机制为准解理起始断裂。晶粒尺寸的增加极大降低了可能诱发疲劳开裂的夹杂物的有效数量，滑移诱发的解理断裂成为主导断裂机制。
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研究论文2025, 53(1): 81-90. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000140利用带原位BN涂层的吸波SiC纤维为增强体，以硅氧碳（SiOC）陶瓷为基体，采用先驱体浸渍裂解（precursor infiltration pyrolysis，PIP）工艺制备SiC-BN/SiOC陶瓷基复合材料。在7个PIP制备周期后复合材料实现致密化，密度为2.05 g/cm3，孔隙率为4.28%。采用矢量网络分析仪测试介电常数，结合传输线理论对复合材料在8.2~18 GHz下室温至800 ℃的吸波性能进行计算优化。结果表明：SiC-BN/SiOC复合材料的室温介电常数呈现出明显的频散效应，使其具有良好的宽频吸波特性。当复合材料厚度为2.1 mm时，在X波段和Ku波段反射损耗优于-10 dB的最大频宽为5.7 GHz。此外，复合材料的复介电常数实部和虚部随着环境温度的升高而增大。在宽频反射损耗优于-5 dB的水平下，材料的最优厚度由2.3 mm（200 ℃）降至1.1 mm（800 ℃）。
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研究论文2025, 53(1): 91-98. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000808K439B是一种服役温度可达800 ℃以上的新型镍基高温合金，由于铸件结构向着薄壁化方向发展，有必要开展K439B合金薄壁铸件的微观组织特征研究。为此设计了壁厚分别为1 mm和2 mm的薄壁铸件，进行了精密铸造实验和数值模拟。铸件的铸态组织对比分析表明，壁厚1 mm和2 mm薄壁的枝晶生长方向均为沿型壁指向中心，区别在于1 mm薄壁的枝晶生长方向与型壁夹角更接近垂直，并且1 mm和2 mm薄壁的平均一次枝晶臂间距分别为60.64 μm和46.23 μm；平均二次枝晶臂间距分别为19.31 μm和22.69 μm；并且1 mm薄板的平均晶粒尺寸为216.61 μm，2 mm薄板的平均晶粒尺寸为239.11 μm。结合数值模拟分析表明，枝晶臂间距与温度梯度和冷却速率的关系趋势基本符合已有的经验公式，但是当壁厚减小到某临界厚度时，一次枝晶臂间距与温度梯度和冷却速率的关系不再简单符合该经验公式。实验和模拟分析结果为合理制订K439B合金薄壁件的铸造工艺提供了参考和借鉴。
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研究论文2025, 53(1): 99-109. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000846为了解GH4065A合金在塑性连接过程中界面组织的演变规律，在1050~1110 ℃，20~40 MPa和20~35 min的条件下，开展GH4065A合金塑性连接实验。通过OM，SEM，EBSD表征接头中连接区与未连接区之间的特殊位置，深入研究连接温度、保载时间、连接压力对界面微观组织的影响规律，重点关注塑性连接时界面上再结晶晶粒的形成以及原始界面的愈合过程。结果表明：提高连接温度、压力，延长保载时间有利于实现界面愈合，但与此同时也会促进接头晶粒的粗化，在1080 ℃，30 MPa，30 min的参数下所得的塑性连接接头组织均匀且无明显缺陷，具有良好的冶金结合效果。在界面冶金结合形成的过程中，发生晶界弓出形核为主的非连续性动态再结晶，存在亚晶渐进性转动形核的连续性动态再结晶。随着塑性连接的持续进行，再结晶晶粒形核并向原始界面生长，从而促进界面的消除。塑性连接致冶金结合形成主要经历初始接触、形核与晶粒长大、接头形成三个阶段。
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研究论文2025, 53(1): 110-120. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000381以单晶高温合金CMSX-4和DD5为研究对象，设计并制备了一种含5级平台的单晶试板铸件，选取晶体取向基本相同的铸件研究其在经1300 ℃/2 h和1310 ℃/4 h两种固溶热处理后的再结晶行为。结果表明：CMSX-4比DD5具有更强的再结晶倾向。经1300 ℃固溶热处理后，CMSX-4单晶试板在第2~5级平台下端转角处均出现了再结晶现象，且随着固溶热处理温度的升高，再结晶的面积越大。而DD5单晶试板经1300 ℃固溶热处理后并未出现再结晶现象，当固溶温度升至1310 ℃时，仅在第4级外侧平台发现了较小面积的再结晶。铸态和固溶热处理态的CMSX-4合金显微缩孔和共晶组织含量均大于DD5合金。更高含量的共晶组织和显微缩孔为CMSX-4铸件提供了更多的再结晶形核位置和数量，而高于γ′相溶解温度的固溶热处理减弱了粗大γ′相对再结晶长大的钉扎阻碍作用，高熔点的碳化物以及残余共晶成为阻碍再结晶长大的重要影响因素。此外，高含量的Co元素降低了CMSX-4合金的层错能，使其表现出更高的再结晶倾向。
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研究论文2025, 53(1): 121-130. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000207采用光学显微镜、扫描电子显微镜和透射电子显微镜等研究固溶温度和时效时间对Inconel 617高温合金微观组织与力学性能的影响。结果表明：Inconel 617合金固溶态组织中主要析出相为M 23C6型碳化物，且优先于晶界处形核长大；随着固溶温度的升高，晶界及晶内碳化物经历先长大后溶解两个过程，合金平均晶粒尺寸生长速率提高。随着时效时间的延长，γ′相弥散析出且均匀分布于组织中，呈现数量减少、尺寸增大的趋势。γ′相尺寸增大，其晶格错配度随之增大，γ′相周围的弹性应变场增强，强化效果更加明显。高温拉伸性能测试表明：随固溶温度的升高，Inconel 617合金在750 ℃时抗拉强度和屈服强度逐渐降低，而在900 ℃时抗拉强度和屈服强度逐渐提高。在≤750 ℃时Inconel 617合金晶界强度高于晶内强度，而在900 ℃时晶内强度则高于晶界强度。随时效时间的延长，Inconel 617合金在750 ℃时抗拉强度和屈服强度逐渐提高。
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研究论文2025, 53(1): 131-142. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000806采用ProCAST有限元软件对K4169镍基高温合金复杂薄壁类铸件熔模精铸的充型、凝固过程进行数值模拟，分析铸造过程中的温度场，对缺陷的形成进行预测，并使用相同的工艺参数对复杂薄壁铸件进行浇注，对其缩松水平、显微组织和拉伸力学性能进行研究。结果表明：在浇注温度为1530 ℃、模壳预热温度为1000 ℃时，金属液充型平稳，凝固过程符合顺序凝固原则，铸件整体缺陷较少；统计不同部位的显微缩松平均体积分数，最高约为1.01%；薄壁区域的二次枝晶间距最小约为18.4 μm，厚大部位的二次枝晶间距最大为38.8 μm；K4169合金的铸态组织为树枝晶组织，经过标准热处理后枝晶长大、变粗，晶粒内树枝晶形貌已不明显；标准热处理态K4169合金的平均室温抗拉强度为785.0 MPa，平均屈服强度为659.7 MPa，平均断后伸长率为13.9%，缩松水平会显著影响抗拉强度、屈服强度两项指标，但伸长率变化不明显。
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研究论文2025, 53(1): 143-153. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000595航空发动机压气机钛火燃烧产生的大量熔滴及其产物会造成钛合金机匣烧穿，并致使其非包容失效，危害巨大。基于钛合金熔滴烧蚀机理和激光点火技术探索压气机钛火包容性定量评价方法，建立以TC4钛合金机匣水平扩展、垂直滴落两种构型抗熔滴烧穿能力为特征参数的测试与评价方法，实现了模拟气流环境下钛火扩散传播行为以及失效临界条件的实验验证。结果表明：在垂直滴落构型下，钛合金熔滴烧穿机匣的机理在于滴落接触界面处形成的局部高度热量集中；受传热机制影响，钛合金机匣基底原子动能急速升高，形成贯穿性液相区，最终造成烧穿，即钛火非包容失效；而在水平扩展构型下，熔滴在水平移动时会受到一定的反向气流作用等机制影响，削弱扩展效应。当熔滴在重力或离心力等作用下长期黏附于机匣模拟件表面时，释放的热量足以烧穿钛合金机匣，其临界厚度在1.5~2 mm之间。
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研究论文2025, 53(1): 154-164. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000815由于存在大的温度梯度，激光熔化沉积过程会沿沉积方向形成具有择优取向的粗大柱状晶，导致材料产生显著的各向异性。拟通过在钛合金中添加Cu以实现改变初生β晶粒形态、细化组织并弱化织构的目的。系统研究了不同含量的Cu添加对激光熔化沉积TC4钛合金组织及织构的影响，结果表明，Cu元素能够显著细化柱状初生β晶粒，并使晶粒尺寸分布更加均匀，Cu元素添加量为4%（质量分数，下同）时能够实现完全的柱状晶向等轴晶转变，平均晶粒尺寸由未添加时的1490 μm降低到385 μm。添加Cu试样的晶粒内部仍为网篮组织，主要由α-Ti、β-Ti和少量Ti2Cu相组成，其中Ti2Cu呈短棒状分布在α-Ti板条的边界处，其在组织中的占比随Cu添加量的增大而增加。当添加8% Cu时，α-Ti的平均宽度为0.44 μm，与未添加Cu试样的1.18 μm相比降低了约63%。Cu添加能够显著降低激光熔化沉积钛合金的织构强度，当添加4% Cu时，α-Ti极图均匀分布倍数（multiples of uniform distribution，MUD）的最大值相比TC4降低了约71%。
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研究论文2025, 53(1): 165-174. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000315高温热处理后冷却速率对Ti65合金组织性能影响显著。本工作系统研究了冷却介质温度对Ti65合金高温热处理后冷却曲线及显微组织的影响规律。结果表明，在油和空气两种冷却介质条件下，介质温度变化对冷却速率曲线的影响规律相反：室温条件下，油淬最大冷却速率为73.2 ℃/s，而空冷条件下的最大冷却速率仅为11.2 ℃/s；随着温度升高，油淬冷却速率曲线右移，最大冷却速率和最低膜沸腾温度提高；室温至60 ℃范围内，油淬的冷却速率曲线包含蒸气膜、沸腾和对流三个阶段；油温升至80 ℃时，油淬冷却速率曲线的蒸气膜阶段消失；随油温升高，显微组织呈现α+β两相组织向马氏体组织转变的趋势。与之相反的是，随温度升高，空冷的冷却速率曲线左移，最大冷却速率减小，沸腾阶段最大冷却速率对应的温度升高；相比于不同温度油淬，不同温度空冷条件下的显微组织为典型的双态组织且未见明显差异。油温对冷却曲线的影响主要归因于油黏度/流动性的变化，而空气温度对冷却曲线的影响主要归因于空气的密度和温度梯度等多个复杂因素。
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研究论文2025, 53(1): 175-185. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000458热等静压工艺是常见的粉末Ti2AlNb合金制备方法，为深入研究制粉工艺等因素对粉末Ti2AlNb合金组织性能的影响，分别采用等离子旋转电极雾化法和无坩埚感应熔炼超声气体雾化法制备Ti2AlNb洁净预合金粉末，并对2种工艺制备的预合金粉末以及二者的混合粉末进行表征。通过热等静压工艺制备Ti2AlNb合金，研究制粉工艺、包套泄漏形成的孔隙缺陷及夹杂物对Ti2AlNb合金显微组织与力学性能的影响，并采用优化的工艺进行多种Ti2AlNb粉末合金构件的成形。实验结果表明：制粉工艺会影响粉末合金的持久性能，包套泄漏引起的孔隙缺陷会显著降低粉末Ti2AlNb合金的力学性能，夹杂物会显著影响粉末合金室温拉伸性能的一致性与稳定性。
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研究论文2025, 53(1): 186-194. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000284针对先进航空发动机对高强耐热铝合金复杂壳体铸件的应用需求，对比分析一种新型Al-Si-Cu-Mg-Sc高强耐热铝合金与ZL101A，ZL205A铸造铝合金的工艺性能及力学性能，并采用高强耐热铝合金开展油泵复杂壳体金属型铸造工艺设计和实验验证，对铸件产品的质量进行检测分析。结果表明：新型Al-Si-Cu-Mg-Sc高强耐热铝合金的铸造流动性和抗热裂性能优于ZL205A高强铸造铝合金，其金属型铸造油泵复杂壳体的合格率与ZL101A同类壳体相当。新型合金的单铸试样和铸件本体取样的室温平均抗拉强度均达到420 MPa以上，明显高于ZL101A合金，250 ℃时其抗拉强度优于ZL205A合金。铸件的表面质量、内部质量、气密性和承压性能均满足产品设计要求。
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研究论文2025, 53(1): 195-201. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000420连续氧化铝纤维增强氧化铝复合材料（Al2O3f/Al2O3）是发展高性能航空发动机热端部件的理想材料。本工作研究了国产Al2O3f/Al2O3复合材料的室温和1000 ℃拉伸力学性能，使用SEM观察拉伸试样的微观形貌和断口形貌，使用TEM观察纤维的微观结构，采用Weibull分布统计分析抗拉强度，利用纤维推入法得到纤维/基体界面剪切强度。结果表明，国产Al2O3f/Al2O3复合材料室温抗拉强度为（257±31） MPa，1000 ℃的抗拉强度为室温的78%，已达到国际Nextel610/Al2O3水平。研究发现，界面结合强度是影响抗拉强度的主要因素。界面结合强度较低，纤维拔出长且分散，抗拉强度高；界面结合强度较高，发生纤维束断裂，且纤维拔出变短，抗拉强度低。
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研究论文2025, 53(1): 202-210. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2024.000118为了探究工艺参数对NiCoCrAlYTa-Cr2O3-Cu-Mo高温耐磨涂层性能的影响规律，基于正交实验，采用大气等离子喷涂（atmospheric plasma spray，APS）工艺制备NiCoCrAlYTa-Cr2O3-Cu-Mo涂层，应用极差分析法研究工艺参数对NiCoCrAlYTa-Cr2O3-Cu-Mo涂层显微组织、硬度和结合强度性能影响的主次关系，完成喷涂工艺参数优化。优化后的工艺参数为氩气流量为50 L/min，氢气流量为12 L/min，电流为500 A，喷涂距离为100 mm。结果表明：采用优化后的工艺参数喷涂的NiCoCrAlYTa-Cr2O3-Cu-Mo涂层显微组织均匀致密，涂层孔隙率小于1%，结合强度平均值为70.7 MPa，硬度平均值为543.7HV，900 ℃温度下50~100 h平均氧化速率为0.07302 g/（m2·h），达到完全抗氧化级别，在800 ℃表现出良好的摩擦磨损性能，平均摩擦因数为0.248，磨损率为2.12×10-6 mm3/（N·m）。
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研究论文2025, 53(1): 211-218. https://doi.org/10.11868/j.issn.1001-4381.2023.000867采用树脂传递塑膜工艺制备碳纤维二维三轴编织复合材料，分别通过空气炮系统和落锤冲击实验系统开展了二维三轴编织复合材料在不同冲击能量下的高、低速冲击实验，并通过超声C扫描获取了不同冲击能量下的分层损伤情况，分析了二维三轴编织复合材料的高、低速冲击响应及损伤失效特性。然后，对低速冲击试样开展压缩实验，结合数字图像同步测试技术，阐明了不同冲击能量下二维三轴编织复合材料的冲击后压缩性能。结果表明，在低速冲击载荷下，随着冲击能量的增加，二维三轴编织复合材料的损伤面积等比例增大，但能量吸收增大了近2倍，在6.7 J/mm的冲击能量下，材料内部产生严重的损伤，导致其剩余强度大幅下降。二维三轴编织复合材料的弹道极限速度约为138.5 m/s，当弹体入射速度大于弹道极限速度时，其损伤面积随弹体入射速度的增大而降低。
