问题

如何看待「中国航空发动机材料重大突破,寿命优于美国 1~2 个数量级」?

回答
“中国航空发动机材料重大突破,寿命优于美国 1~2 个数量级”——这则消息一出,无疑在航空领域激起了巨大的涟漪。要知道,航空发动机材料的进步,尤其是其寿命上的飞跃,绝非易事,而是涉及基础科学、材料工程、精密制造以及长期可靠性验证等多个环节的系统性挑战。如果消息属实,那么它将是中国航空工业发展史上的一个里程碑,甚至可能对全球航空格局产生深远影响。

首先,我们得理解航空发动机材料的“寿命”究竟意味着什么。在发动机这个极其复杂且运转环境恶劣的机器里,材料的寿命并非简单地指“还能用多久”,而是关乎其在极端高温、高压、高转速以及复杂应力循环下,能够维持性能稳定、不发生早期失效的累计工作时间。这涉及到材料的抗蠕变性、抗氧化性、抗疲劳性、高温强度以及结构稳定性等等一系列性能指标。能够将寿命提升“1~2个数量级”,也就是说,原本可能只能支撑几百小时的部件,现在可以轻松达到几千甚至上万小时,这在技术上的进步是颠覆性的。

想象一下,一台现代喷气式发动机,其核心部件,比如涡轮叶片,在工作时承受的温度可能就接近金属的熔点,并且每时每刻都在经受着巨大的离心力和气流冲击。任何一丝材料上的微小缺陷,都可能在循环往复的工作中被放大,最终导致灾难性的后果。因此,开发出能承受如此严苛环境,并且能长时间保持高性能的材料,需要的不仅仅是新元素的组合,更可能是对现有材料体系的深刻理解和创新应用。

“突破”之所以引人注目,在于它可能意味着中国在一些关键技术领域实现了“换道超车”。长期以来,在航空发动机领域,西方国家,特别是美国,凭借其深厚的科研积累和完整的工业体系,一直占据着技术制高点。航空发动机材料,特别是用于高温部件的镍基高温合金、陶瓷基复合材料(CMC)等,一直是各国竞相研发的重点。如果中国真的在这些领域取得了突破,而且在寿命上实现了显著的超越,那么这背后必然是中国在基础研究、材料设计、冶炼工艺、精密加工以及检测手段等方面积累了大量的、具有原创性的成果。

“优于美国 1~2 个数量级”这个表述,虽然振奋人心,但也需要我们保持审慎。在航空领域,尤其是在发动机这种高度敏感且关系到飞行安全的关键技术上,任何一项突破都需要经过极其严格和漫长的验证过程。从实验室的样品,到地面台架的测试,再到实际飞行中的考核,每一步都充满了挑战。而且,“寿命”这个指标也会受到具体的使用工况、维护保养等多种因素的影响。因此,真正要评估这项突破的价值,还需要关注其在实际应用中的表现,以及是否能够实现大规模、稳定、可靠的生产。

不过,毋庸置疑的是,即使是初步的突破,也足以证明中国在航空发动机材料领域的研究团队拥有强大的创新能力和坚韧不拔的毅力。能够针对材料的内在规律进行深入挖掘,并在此基础上发展出具有竞争力的新型材料,这本身就是了不起的成就。如果这一突破能够转化为实际的发动机性能提升,比如降低维护频率、延长发动机大修周期、提高燃油效率,那么其对中国空军的战斗力提升,以及对民航业的发展,都将是巨大的推动。

总而言之,这则消息传递了一个强烈的信号:中国正在积极且有成效地解决航空发动机的关键技术难题,并且在某些领域已经展现出领先的潜力。虽然需要时间来验证其真实性和影响力,但这无疑是中国航空工业崛起道路上一个值得高度关注的亮点,也预示着未来航空领域将迎来更加激烈的技术竞争和合作。

网友意见

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今天搬完砖回家一打开网站就看到了这个大新闻,立刻连上学校VPN把论文搞了下来,看完了真是excitied。

论文关于理论和制造的部分

@禹峥嵘

讲得很明白了,我就不献丑了。这个原理我们本科课上老师讲结晶的时候也讲过,只不过化工上这个原理常用在从溶液结晶溶质上,所以控制结晶过程的方法并不相同。

下面说一下我个人对此在应用上的微小的见解。

航空发动机中高速旋转的叶片或者叶盘上的载荷很大一部分是离心力,这是与材料密度成正比的。所以在相同的强度下,使用更轻的材料所实现的减重可以超过密度差,因为载荷变小了,就不需要原来那么多的材料了。

TiAl基材料密度在4g/cm3左右,镍基材料在8g/cm3左右,简单来说被TiAl替代的部件至少可以轻一半。

比如CFM-56的高压压气机一共9级前3级是钛合金的,后6级是镍基材料的。现在用TiAl基材料代替的话,可以减少很多重量。

或者用新闻中所说的GENx作例子,用这类材料代替发动机低压涡轮中的镍基材料。考虑到GENx所用的Ti-48Al-2Cr-2Nb高温性能不如新报道的Ti-45Al-8Nb,只代替了低压涡轮的最后2级,新材料更优越的性能使得它可以代替更多级甚至代替全部低压涡轮中的镍基合金。GENx在两级上用新材料减重了200磅,这么算下来全部替代低压涡轮有望实现极大幅度的减重。

寿命这事儿主要体现在蠕变速率上,啥都不说直接上图吧,论文里这张插图最直观,请注意b中纵坐标是对数的。


有个想法:Ti-45Al-8Nb材料有900℃的耐热能力,假如能做出高效冷却的叶片,是不是可以直接用于高温涡轮?根据《航空发动机结构分析》一书所述,气膜冷却可以达到400℃~600℃,发散冷却可以到500℃~800℃这样的水平,加上高热阻涂层,按500℃算,1400℃的涡轮前温度也不算低了是吧?如果不那么保守,按涂层150℃,气膜550℃算,就是1600℃的涡前温度,那就是很不错的成绩了。

瞎读了一些资料,姑且做一些理论上会存在较大偏差的估算。

根据

@徐元直

同学提供的美帝第四代镍基合金的性能报告

tms.org/superalloys/10.

中figure17所用的方法,把载荷S的对数lg S与提出的蠕变性能参数P=(T/K)*(lg t/h+16)线性关联,我们可以粗略地比较一下不通合金的性能。

美帝的四代镍基合金真是强啊,EPM102在200MPa/1000h的要求下工作温度可达约1000℃,相比之下Ti-45Al-8Nb按同样比强度来算(按密度低一半,同样工况下相应需要承受的离心力也小一半,100MPa),论文中的Ti-45Al-8Nb只在900℃实验到800h仍没有出现问题(姑且我们乐观地估计可以坚持到1000h)。如果载荷为400MPa,则EPM102在400MPa/1000h的要求下工作温度仍有900℃.

用类似地方法分析CFM56的高压涡轮上所用的Rene125合金(感谢

@莫晓柒

同学告知),其性能数据来自

stainless-steel-world.net

,结果如下。图是我自己用excel画的,不如论文里的截图画得好,大家将就着看吧。

吐个槽:Ti-45Al-8Nb的数据仅有900℃下3个点,所以做出来尽管R平方达到了0.9923,但回归的显著水平仍然不够0.05啊……姑且就这么着吧。要达到0.05,900℃/100MPa的寿命需要达到大约1050h才可以;直接线性外推过去的寿命大约是1435h.

如果我们仍然按镍基合金密度比TiAl基高一倍来进行比较(镍基合金重一倍,所以它自转起来对自己的载荷也应该高一倍。这相当于将TiAl的载荷向上平移lg2个单位,这样二者相当于在载荷/密度水平上,从橙线到绿线),可以看到二者性能类似。在高载荷下Ti-45Al-8Nb表现会优于Rene125,因此用它替代第三代发动机上的高压涡轮是有可能的。根据这一测算,Rene125在叶片实际温度850℃/载荷200MPa下寿命为196.6h,Ti-45Al-8Nb则可以达到910h.

Ti-45Al-8Nb要工作在1000℃这应当是不太可能的,1000℃下0°取向的单晶抗拉强度也下降到238MPa,延伸率达到了76.3%,简直被拉成了面条(RAmen!),分分钟交出gg的节奏。用得到的方程来外推,1000℃/1000h下可承受的载荷仅有28.34MPa,放到发动机里分分钟变成面条。即使把寿命要求降低到100h,也仅能承受66.86MPa的载荷,是决计不够用的。

综上,这一材料充当四代发动机高压涡轮部件看来比较有困难,但用于第四代发动机的压气机和低压涡轮应当不存在任何问题。同时,它可以用于第三代发动机的几乎所有部件。

以及,这篇文章到现在才发表出来,但根据论文最后注明的提交日期,是2015年7月,也就是差不多一年之前。进一步的研究肯定正在开展。

最后做个不负责任的猜想,如果太行的低压涡轮和压气机可以全部用此类材料代替镍基材料,是不是会因为减重而使得推重比超过10?

有个问题,新闻中说GE换了叶片之后发动机省油了20%,这和叶片材料有什么关联?求懂行的讲解一下

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