粉末冶金技术是一种高机能资料造作技术，在航空发起机中阐扬着越来越沉要的作用。它不仅可能造备出无宏观偏析、组织均匀、晶粒藐幼、各向同性、热加工机能优良的合金和复合伙料，大幅度提高了粉末冶金资料的屈服强度和委顿机能，并且可能实现零部件的近终成形［1］。粉末冶金技术已成为航空发起机关键热端部件和其他多种新资料的优选造备技术［2，3］。航空发起机是飞机的心脏，它直接关系到飞机的各项机能指标和安全性。随着航空发起机向大型化、高推沉比和高效能的方向发展，涡轮前燃气温度不休提高，零部件的负荷不休增大，工作情况越趋恶劣，这对航空发起机关键零部件的机能要求越来越刻薄。同时，涡轮盘和涡轮叶片等主题零部件可能接受的点火温度和压缩比的提高有助于提高航空发起机的燃油经济性，削减排放和耽搁使用寿命？杉，高机能航空发起机的发展和粉末冶金技术的进取相辅相成。本文将沉点介绍航空发起机中的各类粉末冶金资料，以及粉末造备、成形和致密化关键技术。

1、航空发起机用粉末冶金资料

1.1P/M镍基高温合金

镍基高温合金是航空发起机中用量最多的高温结构资料，重要用于造作涡轮盘、压气机盘、鼓筒轴、封严盘、封严环、导风轮以及涡轮盘高压挡板等高温承力动弹部件。随着镍基高温合金成分日趋复杂、零件尺寸不休增大，P/M镍基合金显示出更大的优越性。表1为几种典型涡轮盘合金的化学成分［4］。

合金元素大体分为四类:基体强化元素(Co，Fe，Cr，Mo，W，V，Ti，Al)、γ'相形成元素(Al，Ti，Nb，Ta)、碳化物形成元素(Cr，Mo，W，V，Nb，Ta，Ti，Hf)和晶界强化元素(Zr，B)。γ'相(见图1)是镍基合金的沉要强化相，优化γ'相的含量、粒径和描摹是提高镍基合金高温力学机能的有效蹊径。

图2所示为几种典型涡轮盘合金的蠕变机能［5］。与铸锻镍基高温合金(Wasploy、Inconel718、Astroloy和Udimet720)相比，P/M镍基高温合金拥有更高的使用温度。IN100、Udimet720和Ｒené95是第一代粉末高温合金，其中IN100合金是1972年由美国率先研造成功。第一代高强型粉末高温合金的代表是Ｒené95合金，是目前650℃下使用的盘件合金强度最高的一种，其特点是γ'相含量高(通常＞45体积分数%)，晶粒高度细化，强度高、抗裂纹扩大能力低和悠久能力差。美国研造的Ｒené88和法国研造的N18合金是第二代危险容限型合金，其特点是晶粒粗壮，抗拉强度较第一代低，但拥有较高的蠕变强度、裂纹扩大抗力以及危险容限机能，最高使用温度提高到700～750℃。Alloy10，NＲ3，ME3和LSHＲ是第三代高强危险容限型粉末高温合金，γ'相的含量为45%～55%(体积分数)，可选取过固溶线温度热处置获得适当粗壮晶粒组织，或者通过双沉组织热处置获得轮心部位细晶组织、轮缘部位为粗晶组织的双机能涡轮盘合金(LSHＲ和ME3)，使用温度为700～750℃，其机能特点是抗拉强度高于第二代，比第一代的稍低，但委顿裂纹扩大速度比第二代的还低。

In-100，Ｒene95，Astroloy，Udinet720，Ｒene88DT，N18和FP741NＲ都已成功能作航空发起机的热端部件，其中后三种合金是专门针对粉末冶金工艺设计的。美国Crucible公司首先造备出粉末涡轮盘，并在GE公司的T-700发起机上得到利用。目前，商用和军用发起机中至少有15万件粉末涡轮盘在服役［4］。英国ＲollＲoyce公司开发的ＲＲ1000合金，俄罗斯VILS公司开发的W750P和W751P合金，美国NASA格林钻研中心、GE和P＆WA公司结合开发的MEＲ3(Ｒ104)合金，法国ONEＲA公司开发的N18和N19合金都选取粉末冶金工艺造备。

Ｒ104合金2007年起用于GP7200发起机的高压涡轮盘，在英国国内航路的空客A380飞机上已创造了60000起落和30万幼时安全飞行的纪录［4］。波音787飞机所用的Trent1000发起机中的后两级高压涡轮轮毂和高压涡轮盘选取ＲＲ1000粉末高温合金造备。ＲＲ1000合金用于TrentXWB发起机，将于2013年用于新空客A350飞机。N19合金拥有更高的蠕变和低周委顿机能，该合金将用于SNECMA公司的M88涡扇发起机。VILS公司开发的ЗП741HП(EP741NP)合金是俄罗斯成熟利用的粉末高温合金，用于造备涡轮盘、轴等关键部件，已成功利用于米格-29、米格-31、苏-27、图-204等飞机，已造作出约莫46000件涡轮盘，自1976年以来未出现过变乱［4］。为了满足DD14发起机对700℃使用的更高强度合金(UTS和YS为1600MPa和1200MPa)的要求，VILS公司先后开发了HIP工艺造备的W750P，W751P，W751P和W753P合金，所用粉末颗粒的粒径幼于100μm，并增长了Ｒe，Ta，Y和Ｒu等合金元素，拥有更高的室温强度、悠久强度和低周委顿机能，仍处于研造阶段。中国粉末高温合金的钻研重要集中在北京航空资料钻研院和钢铁钻研总院，已成功研造出两代粉末高温合金:以FGH4095合金(与Ｒené95成分相当)为代表的使用温度650℃的第一代高强型合金和以FGH4096合金(与Ｒené88DT成分相当)为代表的使用温度为750℃的第二代危险容限型合金。

双机能涡轮盘是涡轮盘造作技术的沉要发展方向，对研造高推沉比先进航空发起机极度沉要。Gabb等选取图3所示的双组织热处置步骤(DM-HT)［6］对热挤压态的盘坯进行热处置，通过热沉和隔热层在盘芯和盘缘造作温度梯度，使盘芯温度低于盘缘，得到单合金双机能粉末盘。该技术可能使盘坯的轮缘部门获得粗晶组织，而轮毂部门依然维持热挤压态所拥有的细晶组织。美国P＆WA公司选取双沉热处置工艺造作出的双机能粉末盘于1997年装配在第四代战斗机F22的F119发起机上。

1.2P/M钛基合金

钛脊合金拥有比强度高、热强性和耐侵蚀好蹬仔利益，重要用于造作航空发起机的电扇、压气机中的压气机盘、叶片、导航仪和衔接环等。钛合金包办钢或高温合金能够显著减轻发起机的沉量，提高发起机的推沉比［7］。这些零部件要求在高温下(300～600℃)拥有较高的比强度、高温蠕变抗力、委顿强度、悠久强度和组织不变性。P/M钛合金，拉伸机能达到甚至超过熔锻材水平。然而，P/M钛合金中的孔隙和较高的杂质含量会导致委顿机能严沉降落。提高致密度和净化工艺过程是P/M钛合金亟待解决的问题。

Ti-Al(Ti₃Al，TiAl，TiAl₃)金属间化合物基复合伙料以碳化物(SiC，TiC，B4C)、氮化物(Si3N4，TiN，AlN，BN)、氧化物(A1₂O₃，ZrO₂，TiO₂)、Ti5Si₃和TiB₂等颗粒作为加强相，拥有抗氧化能力强、抗蠕变机能好和密度低蹬着点，使用温度能达到816～982℃，使钛在航空发起机上的使用部位由冷端(电扇微风压机)发展到热端(涡轮)，合适于造备高压压气机叶片和低压涡轮叶片2［8］。TiAl基复合伙料重要选取自舒展高温合成、粉末冶金、热压或热等静压、放电等离子体烧结、冲击波凝结合成法和喷射沉积等步骤造备。然而，Ti-Al基复合伙料的热加工难度大，综合机能有待改善，目前鲜见利用报路。

1.3难熔金属

难熔金属蕴含铌合金、钼合金、钽合金和钨合金。铌合金的密度最幼，在1100～1650℃拥有较高的强度，优良的焊接机能和室温塑性，能造成薄板和表形复杂的零件。钼铜合金可用作固体火箭发起机的喉衬资料。Ta-10W合金已用于火箭发起机喷管的燃气扰流片、阿波罗的点火室。Ta-10W-2.5Hf合金用于液体火箭喷管的喷嘴。钨及其合金可造成不用冷却的火箭喷管、离子火箭发起机的离子环、喷气叶片和定位环、热燃气反射器和燃气舵。用钨包办钼作固体火箭发起机的进口套管、喉管喉衬(W-Cu)可将资料的使用温度从1760℃提高到3320℃以上［9］。美国结合飞机公司将钨-铜复合伙料用作火箭发起机的喷管隔板，它足以接受超过钨熔点3400℃的点火温度。难熔金属的高温强度、高温氧化与防护和资料轻量化是不成回避的挑战。

1.4超高温合金

目前，镍基和钴基高温合金已经靠近其使用温度极限，必要开发新型的超高温合金。铌-硅基共晶自生复合结构资料拥有高熔点(1918℃)、高刚度、低密度(7.19g/cm3)以及高的高温强度，是新一代高温结构资料的钻研热点［10］。它是利用原位析出的在高温下(＞1500℃)仍有优良化学不变性及组织不变性的硅化物(Nb3Si或Nb5Si3)对铌基体进行强化。Nb-Si系原位复合伙料有望成为在1200～1400℃下工作的涡轮叶片资料。通过增长Ti，Cr，Hf，Al和Mo等合金化元素和进行表表涂覆处置可能提高Nb-Si系原位复合伙料的使用温度。

Mo-Si-B三元合金拥有高的高温强度、优良的抗氧化机能和适中的室温韧性，可作为航空发起机用结构资料和高温抗氧化涂层资料。目前钻研重要集中在两个别系:α-Mo+Mo3Si+Mo5SiB2和Mo5Si3+Mo3Si+Mo5SiB2。前者含有延展性好的α-Mo相，可能将力学机能和抗氧化性结合起来，在抗断裂机能方面拥有优势。Yu等［11］选取机械合金化和热压工艺造备出Mo-9Si-8B-3Hf合金，在1400～1560℃拥有较好的塑性变形能力，这为解决Mo-Si-B合金加工性差的问题提供了新的思路。

1.5氧化物弥散强化合金

镍基氧化物弥散强化(OxideDispersionStrengthen，ODS)合金可用作涡轮喷气发起机中的导向叶片或涡轮叶片，不仅能够在高温下持久使用，并且还能接受气体侵蚀、蠕变和委顿载荷。镍基ODS合金优异的高温蠕变机能重要得益于氧化物的弥散强化、γ'［Ni3(Al，Ti)］相的析出强化和拉长晶粒抑造晶界滑移［12］。MA600，MA754和MA760是有代表性的镍基ODS合金。镍基ODS合金选取机械合金化(MA)+热挤压工艺造备，蕴含三个沉要步骤:机械合金化、热力学变形(热挤压或轧造)和热处置。细化氧化物粒径以进一步提高力学性是一个沉要的钻研方向［13］。增长Hf元素可能使氧化物的粒径由～30nm减幼到5～10nm(如图4所示)，并为氧化物/基体界面结构的节造提供了一个新的伎俩。从强化晶界以削减晶界滑移的角度启程，解决柱状晶粒带来的力学机能的各向异性，出格是横向晶界蠕变脆性问题是扩大镍基ODS合金利用的关键。

1.6喷涂合金粉末

热喷涂粉末用于航空发起机的热障涂层、封严涂层、抗高温烧蚀涂层、耐磨损涂层。涂层技术在航空发起机关键零部件的耐磨、高温防护、隔热、封严以及高温合金零件的防微动磨损、阻燃等方面起到显著述用［14，15］。涂层可能有效提高关键零部件的抗热委顿和高温侵蚀能力，耽搁使用寿命。热喷涂粉末重要有纯金属粉末(W，Mo，Al，Cu，Ni，Ti，Ta，Nb等)、合金粉末(Al-Ni，Ni-Cr，Ti-Ni，Ni-Cr-Al，Co-Cr-W，MCrAIY(M=Co，Ni，Fe)，Co基，Ni基，Fe基自熔合金等)、氧化物陶瓷粉末(Al₂O₃，ZrO₂，Cr₂O₃，TiO₂等)、碳化物粉末(WC，TiC，Cr₃C₂等)、金属陶瓷粉末(WC-Co，Cr3C2-NiCr等)。美国航空飞机中必要选取热喷涂技术的零件约7000多件。热喷涂粉末与其他粉末冶金用粉末分歧，它要求粉末粒度藐幼(15～150μm)、粒度散布窄、球形度高、流动性好、气体及杂质含量低、松装密度达到肯定要求。

2、粉末冶金工艺

2.1粉末造备技术

2.1.1镍基高温合金粉末

造备粒度幼、氧含量低、纯净度高的镍基合金粉末是造备高机能粉末涡轮盘的关键技术之一。目前重要有等离子旋转电极法造粉(PＲEP粉)和氩气雾化法造粉(AA粉)两种步骤。俄罗斯重要选取PＲEP粉，PＲEP粉粒度偏大，同化物尺寸较大。欧美重要选取AA粉，AA粉粒度相对藐幼，同化物尺寸幼。高温合金粉末正朝着无陶瓷、超纯净细粉方向发展。粉末粒径的细化可能限度粉末中非金属同化的尺寸，从而有效提高涡轮盘的低周委顿寿命、靠得住性和使用寿命。此表，对粉末进行真空脱气和双韧化处置(颗粒界面韧化+热处置强韧化)，提高盘坯的致密度和改善资料的强度和塑性，也是一个沉要的钻研方向。

为了克服真空感应熔炼(VIM)惰性气雾化系统中中央包的陶瓷资料和溶解金属接触而引入的“陶瓷问题”，近年来开发了多种纯净化熔炼和造粉技术，如图5所示［16］。在电极感应熔炼气体雾化(EIGA)工艺中，预合金棒作为电极，当缓慢旋转的电极进入环形感应线圈中时电极起头溶解，熔滴落入惰性气体雾化喷嘴系统后进行雾化。等离子熔炼感应加热气体雾化(PIGA)法利用等离子弧在水冷铜坩埚中进行熔炼，水冷铜坩埚的底部与感应加热漏嘴相连，该无陶瓷漏嘴系统将溶解金属液体流引入气体雾化喷嘴进行雾化。在基于冷壁坩埚熔炼技术的真空感应熔炼气体雾化(VIGA-CC)系统中，坩埚配有一个底部浇注系统，冷坩埚的底部浇注开口与冷壁感应疏导系统(CIG)相连，该系统可用于活性金属，例如钛合金或TiAl金属间化合物的熔炼。在ESＲ-CIG(电渣沉熔冷壁感应疏导)工艺中，将要雾化的资料以电极的大局给进，电极头在与熔渣的接触点进行溶解，形成精辟熔滴，熔滴向下穿度日性熔渣层进入铜造水冷坩埚中。精辟金属液通过冷壁感应疏导系统，而后选取高速惰性气体流进行雾化。

为了提高雾化粉末的出产效能，德国ALD公司开发了大型惰性气体雾化系统，如图6所示［16］。该雾化系统的熔炼坩埚的最大容量达2t。雾化塔通过一个双坩埚门装置与熔炼室相连，每个真空感应熔炼炉都配有一扇炉门，便于迅速更换坩埚，提高了出产效能。

2.1.2急剧成形用钛基合金粉末

急剧成形过程中钛脊铝合金存在元素挥发、烧损景象，这使急剧成形粉末分歧于粉末冶金和热喷涂用的金属粉末，必要针对急剧成形工艺的特点对现有合金成分进行改进，发展急剧成形专用钛合金粉末。典型迪胙粉造备技术有氢化脱氢法、氢化钙还原法、改进的钠还原法及雾化法。这些工艺所得的粉末不规定，工艺流程长，杂质节造较难，细粉末增氧严沉，并且粉末流动性差［17］。目前造备低氧高品质钛合金粉末成熟技术重要有等离子旋转电极雾化法、冷壁坩埚惰性气体雾化、无坩埚惰性气体雾化等技术。批量造备低氧球形钛合金粉末是目前的一个沉要钻研方向，必要优化雾化工艺参数以细化粉末粒径、降低杂质含量、提高球形率与收得率。此表，还要严格节造原资料、筛分贮存、真空封装等环节，突破活性金属粉末氧含量节造技术。

2.1.3喷涂粉末

分歧造备工艺会引起粉末颗粒的化学成分、粒径、粒度散布和描摹的很大变动，这直接关系到涂层的机能。气体雾化、水雾化、喷雾干燥造粒以及机械研磨是造备喷涂用粉末的常用步骤。近年来，针对一些特殊要求开发了多种喷涂用合金粉末的新工艺。

(a)等离子体球化

等离子体球化是利用等离子弧使状态不规定的原料粉末颗粒迅速加热而溶解，熔融的颗粒在表表张力作用下形成球形度很高的液滴，而后在极高的温度梯度下迅速凝固，从而获得球形粉末。这是一种造备致密、球形、高纯度热喷涂粉末的有效步骤。图7所示为北科大选取气流磨分级分散和等离子球化相结合的工艺造备的球形钨粉，均匀粒度为3～7μm。

(b)喷雾干燥———等离子致密球化工艺

首先将所要形成复合粉末的组分混合，并参与溶液使之形成悬浮液体，同时在悬浮液中参与黏结剂，将悬浮液喷雾干燥，形成由几个粉末组成的渺小颗粒。而后将复合粉末引入高能等离子中，使微粒组分之间溶解，产生反映并球化，从而得到致密颗粒。复合粉末组吩旖均、粒度均匀、粉末表表光滑、球形度高、流动性好。

(c)水热氢还原法

水热氢还原法是将主题粉末、催化剂参与到镍盐溶液中，利用高压釜内的氢气在肯定温度压力下将镍还原沉积在主题粉末表表而形成复合粉末。该步骤重要用于造备Ni包覆型复合粉末，例如Ni包Al复合粉末，这是一种良好的自放热喷涂资料。Ni与Al会产生剧烈的放热反映而形成NiAl，Ni3Al等金属间化合物，并且反映热能够涂层与基体产生强的结合力。

(d)纳米粉体再造粒

纳米粉体作为热障涂层原料有隔热机能好、抗热震能力强的利益，但是纳米粉末不能直接用于喷涂，必要通过喷雾干燥造粒及后续处置造成微米级的团圆体粉末。纳米粉体再造粒的根基过程为:首先利用超声或球磨混合将纳米结构资料均匀分散在液态介质中，并参与有机粘合剂。而后将所得溶液进行喷雾干燥而造得纳米结构团圆体，接着将纳米结构团圆体在可能有效排除残存水分、去除吸拥戴化学吸附氧以及推进部门烧结或内部结合的温度下加热，从而得到纳米结构喷涂粉末喂料，可能在传统热喷涂喷枪上使用［18］。

(e)机械化学黏结技术

机械化学黏结技术(Mechano-ChemicalBond-ing，MCB)的道理如图8所示。在旋转的容器中，金属粉末在通过容器和压头之间的间隙时要受到压力和剪切力的作用，使藐幼的粉末颗粒分散和粘附在较大的粉末颗粒表表，无需增长任何黏结剂［19］。该技术可能造备近球形粉末颗粒，可能实现纳米粉末和亚微米级粉末的均匀混合。与球磨工艺相比，MCB工艺的成本低，更容易实现批量出产。适合造备铁基或镍基ODS合金粉末，可用作冷喷涂粉末。

2.2成形和致密化技术

镍基高温合金粉末或钛基合金粉末通常呈球形，在冷态下的硬度和强度高，室温下很难压造成形，通常选取热等静压、热挤压、喷射成形、急剧成形和注射成形等工艺进行成形和致密化。

2.2.1热等静压

热等静压(HP)是高机能粉末冶金制品致密化的沉要伎俩。通过热等静压致密化和近终成形工艺过程节造，可能为后续等温铸造和热处置提供所需状态、尺寸和组织的热造坯。同时，选取热等静压技术可将粉末高温合金涡轮盘资料与铸造叶片资料复合衔接成无机械衔接的拥有精确设计结构的整体涡轮叶盘(Blisk)［20］。它可将拥有高温高强的叶片与中温高委顿机能的涡轮盘通过热等静压工艺进行复合，实现双合金盘片的最佳组合，能够显著削减机加工量，减轻部件结构沉量，从而提高涡轮转速和机能。此表，盘芯、盘缘双合金热等静压复合衔接技术还能够用于造作双合金双机能涡轮盘，使得盘芯资料拥有较高的屈服强度、抗拉强度和低周委顿机能，盘缘资料拥有较高的高温蠕变抗力与较好抗裂纹扩大机能。双机能盘造作技术充分体现了粉末冶金技术剪裁结构，组织节造矫捷的特点。

欧美等国选取AA粉末+直接热等静压成形工艺出产幼型涡轮盘、鼓筒轴、涡轮盘挡板以及封严环等。俄罗斯选取PＲEP粉+直接热等静压工艺出产发起机的压气机盘、涡轮盘、鼓筒轴以及封严环等高温承力动弹件。俄罗斯VILS公司能将复杂状态HIP制品的尺寸精度节造在0.25mm以内［4］。中国的幼尺寸涡轮盘选取PＲEP和AA粉末+直接热等静压+热处置工艺造备，大尺寸涡轮盘选取AA粉+直接热等静压+等温铸造+热处置工艺造备。

随着HIP设备造作技术的进取，粉末成形工艺的成本比20年前降低了65%［4］。瑞典AvureTech-nologies公司造作出世界上最大的HIP设备(如图9所示)，其直径为2.05m、长度为4.2m，温度为1350℃，压力为118MPa［21］。这为大型零部件的造备奠定了基础。

2.2.2热挤压

热挤压成型是另表一种高温合金粉末固结成形工艺。先将高温合金粉末进行包套，然而在肯定的挤压比下挤压到全致密，得到铸造用坯料。也能够先选取热压或HIP先进行固结，而后再热挤压。热挤压与热等静压相比，粉末颗粒所受的宏观变形量更大，借助横向颗粒界面的剪切变形与高压使颗粒之间形成强有力的冶金结合。通过调节挤压比、挤压速度和挤压温度易于实现显微组织节造。通过挤压形成藐幼晶粒，解除了原始粉末颗粒天堑和原始粉末中的枝晶组织，这对于等温铸造出格沉要。在固溶温度以下挤压能够得到幼于5μm的晶粒，再通过节造等温铸造造作盘件，晶粒不会长大。借助热挤压的大变形量，能够使有害的颗粒表表膜或陶瓷同化破碎，从而有效解除其负面影响。对于压气机和大尺寸涡轮盘，欧美等国选取氩气雾化(AA)造粉+热挤压+等温铸造工艺。此表，Préauchat等［22］选取HIP和热挤压相结合的工艺造备出TiAl合金，Jéhanno等［10］则选取HIP和热挤压工艺造备出Mo-Si-B和Nb-Si基合金，都获得了均匀的细晶组织。

2.2.3喷射成形

喷射成形技术将液态金属的雾化(急剧凝固)和雾化熔滴的沉积(熔滴动态致密固化)相结合，是一种短流程近终形急剧凝固体资料造备新技术。喷射成形沉积坯料拥有氧含量低、整体致密度高、过鼓和固溶度较大、无宏观偏析、组织均匀藐幼蹬着点，可显著改善高温合金的热加工塑性，显著提高资料的综合力学机能，有效改进合金的冷加工机能，适合于造备高合金化难变形高温合金［23］。与热等静压技术相比，能够省去大量与压造有关的工艺步骤，最大限度地削减氧气吸收量，大幅度降低了传染风险。

发展喷射成形先进装置与雾化沉积关键技术、精确节造雾化沉积参数和工艺过程、以及解决沉积坯疏松和气体节造等关键问题是造备致密度高、氧含量低、尺寸和状态可控的镍基高温合金优质沉积坯的关键［24］。德国不来梅大学报导选取喷射沉积造备出了单件质量超过100kg，内径40mm，表径500mm，宽100mm的高温合金环。喷射成形高温合金产业化的最初利用领域为管件，目前钻研较多的是航空发起机的环形件和动弹部件。

2.2.4急剧成形

粉末冶金钛基合金急剧成形技术重要蕴含激光及电子束急剧成形技术。选取激光或电子束选择溶解烧结钛合金粉末，均可得到藐幼、均匀、各向同性的高机能组织，并通过逐层累积将其扩大为靠近全致密的零件，可能实现高机能复杂结构金属零件的无模具、急剧、近净成形及建复再造作［25，26］。激光成形基于粉末熔覆工艺，适于大尺寸零件成形与建复，而电子束成形基于粉末选区溶解烧结工艺，适于复杂零件精确成形，可见两种技术优势互补。意大利AVIO公司研造出航空发起机复杂TiAl基合金叶片［27］。目前，F-22和F/A-18E/F上的几个关键零件已经选取了TC4钛合金激光急剧成形件。该技术能显著提高委顿机能，缩短了新产品开发功夫和成本＜本绯尚胃呋芊勰┮苯痤鸦辖鹗堑鼻肮首暄星把赜肴鹊，正朝着低氧含量、大尺寸、高精度近净成形方向发展。

2.2.5注射成形

粉末注射成形(PIM)是传统粉末冶金与现代塑料注射成形工艺相结合而形成的一种零部件近终成形新技术，在造备状态复杂、难加工镍基高温合金零部件上拥有组织均匀、机能高和精度高蹬着点，并且出产效能和资料利用率高、成本低［28～30］。PIM适合于造备航空发起机中的一些尺寸适钟注状态复杂的零部件。通过选取细颗粒高温合金粉末，能将尺寸精度节造在±0.3%，表表粗糙度Ｒa=1μm［4］。美国V-22鱼鹰战斗机的T406发起机上使用了17-4PH不锈钢注射成形叶片调节臂(每台发起机上的用量超过350件)［31］。

英国ＲollsＲoyce公司拟选取PIM技术造备In718合金导向叶片。德国MTU公司将PIM技术用在尺寸较幼的高压叶片(一级压气机上用量为80～150个)、蜂窝状涡轮密封件、锁紧螺母和调节杆等零部件的造备［4］。以气雾化镍基合金粉末造备的导向叶片的使用温度能达到650℃，有望代替目前用铸造和铸造工艺造备的叶片。由于叶片型面复杂，对加工精度和表表齐全性的要求极高，PIM技术要求从合金成分设计、成形烧结工艺优化和尺寸精度节造等方面进行严格节造。

3、利用与发展趋向

图10为几种典型的航空发起机用粉末冶金零部件，蕴含涡轮盘(a)和压气机盘(b)、薄壁涡轮压气机筒轴(c)、热喷涂叶片(d)、注射成形叶片调节臂(e)、涡轮机机壳(f)、导向叶片(g)、电子束成形叶片(h)，(i)和注射成形涡轮叶片(j)。

目前，推沉比15～20一级发起机涡轮进口温度将达到1827～2127℃，远超过了发起机中高温合金资料的熔点温度，但是工艺成熟的发起机热端部件资料只能满足推沉比10一级发起机的设计要求，亟待开发高机能粉末高温合金结构资料，今后的重要发展方向重要有:

(1)高品质粉末造备和预处置技术:通过纯净化熔炼和雾化造粉技术造备粒度藐幼、氧含量低、纯净度高的镍基、钛基合金粉末及各类喷涂合金粉末，把握粉末粒径、氧含量、非金属同化节造的关键技术。

(2)先进成形和致密化技术、特殊热处置技术:粉末高温合金的热等静压和热挤压致密化技术;研发第三、四代粉末高温合金，造备双机能粉末盘，实现粉末盘与单晶叶片整体复合;利用注射成形技术造备复杂状态高温合金零部件;提升纯净化熔炼、雾化造粉、急剧成形、热等静压和特殊热处置等关键设备造作技术。

(3)数值仿照与验证技术:利用推算机仿照技术优化高温合金成分，并对热处置过程中的应力场及温度场散布、急剧成形技术中的模型成立、复杂状态包套的高精度设计、包套封焊和壁厚选择等基础问题进行深刻钻研，加快钻研进度。

(4)开发高机能难熔金属、超高温合金和氧化物弥散强化合金等新型高温结构资料。

参考文件

［1］ＲAISSON G.Evolution of PM nickel base uperaslloy processes and products［J］.Powder Metallurgy，2008，51(1): 10 －13．

［2］SCHAFＲIK Ｒ，SPＲAGUE Ｒ.Superalloy technology-a per-spective on critical innovations for turbine engines ［J］．Key Engineering Materials，2008，380: 113 －134．

［3］Fecht H，Furrer D.Processing of nickel-base superalloys for turbine engine disc applications ［J］.Advanced Engi-neering Materials，2000，2 (12): 777 －787．

［4］WILLIAMS B.Powder Metallurgy superalloys for high tem-perature，high performance applications ［J］.International powder metallurgy industry，2012 － 2013，(15): 135 －141．

［5］http:/ /www.grc.nasa.gov/WWW/StructuresMaterials/Ad-vMet/research/turbine_disks.html．

［6］GABB T P，KANTZOS P T，TELESMAN J，et al.Fatigue resistance of the grain size transition zone in a dual micro-structure superalloy disk ［J］．International Journal of Fa-tigue，2011，33(3): 414 －426．

［7］ ＲODＲIGUES-HENＲIQUES V A， De-CAMPOS P P，ALVES-CAIＲO C A，et al.Production of titanium alloys for advanced aerospace systems by powder metallurgy［J］．Materials Ｒesearch，2005，8(4): 443 －446．

［8］MAＲTINS G V，SILVA C Ｒ M，NUNES C A，et al.Beta Ti-45Nb and Ti-50Nb alloys produced by powder metallurgy for aerospace application ［J］.Materials Science Forum，2010，(660 －661): 405 －409．

［9］郑欣，白润，王东辉，等.航天航空用难熔金属资料的钻研进展 ［J］.罕见金属资料与工程，2011，40(10):1871 －1875．

(ZHENG X，BAI Ｒ，WANG D H，et al.Ｒesearch devel-opment of refractory metal materials used in the field of aer-ospace［J］.Ｒare Metal Materials and Engineering，2011，40(10): 1871 －1875.)

［10］JéHANNO P，HEILMAIEＲ M，KESTLEＲ H，et al.As-sessment of a powder metallurgical processing route for re-fractory metal silicide alloys ［J］.Metallurgical and Mate-rials Transactions (A)，2005，36(3): 515 －523．

［11］YU J L，LI Z K，ZHENG X，et al.Tensile properties of multiphase Mo-Si-B refractory alloys at elevated tempera-tures［J］.Materials Science and Engineering (A)，2012，532(1): 392 －395．

［12］SCHAFFEＲ G B，LOＲETTO M H，SMALLMAN Ｒ E．The stability of the oxide dispersion in Inconel alloy MA6000.Acta Metallurgica［J］.1989，37(9): 2551 －2558．

［13］TANG Q X，HOSHINO T，UKAI S，et al.Ｒefinement of oxide particles by addition of Hf in Ni-0.5mass% Al-1mass%Y 2 O 3 alloys［J］.Materials Transaction，2010，51(11):2019 －2024．

［14］陈礼顺，张斌，蔡元钢.热喷涂涂层在航空发起机上的利用及发展［J］.航空造作技术，2011 (11): 34 －37．

(CHEN L S，ZHANG B，CAI Y G.Application and devel-opment of thermal spray coating in aeroengine ［J］.Aero-nautic Manufacturing Technology，2011 (11): 34 －37.)

［15］HETMANCZYK M，SWADZBA L，MENDALA B.Ad-vanced materials and protective coatings in aero-engines application［J］.Journal of achievements in Materials and manufacturing Engineering，2007，24(1): 372 －381．

［16］http:/ /web.ald-vt.de/cms/vakuum-technologie/anlagen/powder-metallurgy/．

［17］ALCISTO J，ENＲIQUEZ A，GAＲCIA H，et al.Tensile properties and microstructures of laser-formed Ti-6Al-4V ［J］.Journal of Materials Engineering and Performance，2011，20(2): 203 －212．

［18］王铀.纳米粉体再造粒的意思-造备纳米结构涂层的热喷涂喂料［J］.中国粉体工业，2011 (6): 8 －13．

(WANG Y.The significance of pelleting of nanosized parti-cle-the preparation of hot spaying feeding for nano structural layer［J］.China Powder Industry，2011，(6): 8 －13.)

［19］KANG B S J，OGAWA K，MA L，et al.Materials and components development for advanced turbine systems-ODS alloy development.http:/ /www.netl.doe.gov/publica-tions/pr oceedings/09/fem/manuscripts/Kang _ Manu-script.pdf．

［20］PAＲK N K，YEOM J T.Tensile properties of HIP/DB＇ed Ni-base superalloys［J］.Materials Science Forum，2005，(475 －479): 635 －638．

［21］http:/ /www.ipmd.net/articles/001746.html．

［22］PＲéAUCHAT B，POPOFF F，THOMAS M.Characteriza-tion of HIPed and extruded powder metallurgy titanium alu-minide ［J］.Advanced Engineering Materials，2002，4(3): 133 －138．

［23］张国庆，李周，田世藩，等.喷射成形高温合金及其造备技术［J］.航空资料学报.2006，26(3): 258 －264．

(ZHANG G Q，LI Z，TIAN S F，et al.Spray formed su-peralloy and the processing technology ［J］.Journal of aeronautical Materials，2006，26(3): 258 －264.) 

［24］ZHANG G Q.Ｒesearch and development of high tempera-ture structural materials for aero-engine applications ［J］．Acta Metallurgica Sinica，2005，18(4): 443 －452．

［25］LIU F H，LIN X，HUANG C P，et al.The effect of laser scanning path on microstructures and mechanical properties of laser solid formed nickel-base superalloy Inconel 718［J］.Journal of Alloys and Compounds，2011，509(13):4505 －4509．

［26］CHEN J Y，XUE L J.Process-induced microstructural characteristics of laser consolidated IN-738 superalloy ［J］.Materials Science and Engineering A，2010，527(27－28): 7318 －7328．

［27］http:/ /www.arcam.com/industry-segments/aerospace-and-defence.aspx．［28］NOBＲEGA B N，ＲISTOW W，MACHADO Ｒ.MIM pro-cessing and plasma sintering of nickel base superalloys for aerospace and automotive applications［J］.Powder Metal-lurgy，2008，51(2): 107 －110．

［29］ZHANG H M，HE X B，QU X H，et al.Microstructure and mechanical properties of high Nb containing TiAl alloy parts fabricated by metal injection molding ［J］.Materials Science and Engineering A，2009，526(1 －2): 31 －37．

［30］GUO S B，QU X H，HE X B，et al.Powder injection molding of Ti-6Al-4V alloy［J］.Journal of Materials Pro-cessing Technology，2006，173(3): 310 －314．

［31］ GＲEEN K A.Injection moulded stainless steel actuator arm for aerospace uses［J］.Metal Powder Ｒeport，1999，54(1): 41．

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