高溫合金的發展為燃氣渦輪發動機的性能提升做出了重要貢獻。近年來，為滿足發動機渦輪前溫度不斷提升的需求，在進一步發展更高服役溫度和環境抗力的高溫合金的同時，也相繼開展了探索研發鐵、鈷、鎳基以外的高溫金屬結構材料的研究工作，例如：高熵合金、金屬間化合物基合金等。其中，關于Ti-Al、Ni-Al和Nb-Si系金屬間化合物的研究歷史較長、相對比較深入，一些合金也逐漸在航空航天等領域獲得應用。本文主要對近年來Ti-Al、Ni-Al和Nb-Si系金屬間化合物的研究進展和成果進行介紹。

1 Ti-Al系金屬間化合物

近年來，我國Ti-Al系金屬間化合物的基礎研究與工程應用均取得重要進展，主要體現在：（1） 新一代高鈮含量TiAl合金成分設計與組織-性能關系研究發現新的規律和機制；（2） 二代TiAl合金工程應用取得突破；（3） Ti3Al和Ti2AlNb合金工藝進步顯著，應用范圍不斷擴大。

1.1 鍛造高鈮含量TiAl合金組織控制及力學性能優化

高鈮TiAl合金是北京科技大學Chen等最早提出的，特點是高溫蠕變和抗氧化性能好，使用溫度比普通TiAl合金高約100 ℃，缺點是室溫塑性更低，難以鑄造成形。因此，高鈮TiAl合金大多是由高溫鍛造、擠壓等熱機械變形的方法制備，之后再通過熱處理優化組織提高其室溫塑性。

在對該系合金進行廣泛研究的基礎上，提出了辯證地利用和控制B2相，即高溫下細化組織、提高熱變形能力，同時在熱變形過程中逐步減少和消除室溫非平衡的脆性B2相的產生。變形高鈮合金Ti-45Al-8.5Nb-（W, B, Y, C） （原子分數，%，下同）的細小近片層組織比國外強度最大的TNB （Ti-45Al-8Nb-0.2C）和TNM （Ti-43.5Al-4Nb-1Mo-0.1B）合金[6,7]強度高約200~300 MPa，其塑性也與TNB和TNM相當。經多次等溫鍛造變形，形成均勻細小的雙態組織，室溫延伸率超過2%，900 ℃的強度為490 MPa。鑄態直接軋制板材通過控制變形溫度可以得到TiAl合金的雙態和近全片組織（圖1），這是首次通過控制高溫變形溫度直接得到的均勻細小的全片層組織，省去了繁瑣的熱處理工藝。

研究發現，8Nb和10Nb的添加對Ti-（40%~50%）Al成分區間的垂直截面圖產生顯著影響。如：β/β+α相轉變點降低大約50~80 ℃，β相區擴大并擴展到高Al含量區，α單相區被壓縮、移向高Al含量區，添加8Nb使α→α2+γ共析轉變溫度上升至1170 ℃。因而，高鈮TiAl合金的Al含量上下限對于合金的相變、組織和性能影響很大，應控制Al含量（原子分數）偏差小于1%。

1.2 鑄造高鈮含量TiAl合金的成分設計與熱處理

精密鑄造具有近凈成形、工藝流程短等優點，是TiAl合金工程應用重點考慮的成形工藝。在國家973項目支持下，針對鑄造工藝特點開發了新型高鈮含量TiAl合金及特殊的熱處理制度。

由于鑄造合金不需引入β相來增加高溫變形能力，提出采用較高Al含量的成分設計，以避免高溫無序β相對高溫強度的不利影響，同時還可減小凝固區間、有利鑄造充型。實驗發現，選定Nb含量為7%，當Al含量由46%增至47.5%時，900 ℃抗拉強度可提高至594 MPa；當Al含量超過47.5%時，抗拉強度稍有降低。分析表明，高鋁、高鈮的TiAl合金中B2相很少，是其高溫強度和持久性能（圖2）具有明顯優勢的原因之一。但是，其室溫拉伸塑性幾乎為零，室溫脆性問題突出。根據研究經驗，采用多步熱處理工藝可得到細小的雙態或近全層片組織，使合金的室溫延伸率提高到1.0%以上，但900 ℃下的強度優勢卻因此消失。然而實驗[15]發現，700 ℃退火處理可使該合金的室溫拉伸塑性從小于0.4%提高到1.0%以上，這種采用低溫退火改善TiAl合金室溫塑性的現象目前尚未見報道。

應用英國ISIS的EngX設備對鑄態和低溫退火2種狀態試樣殘余應力進行中子衍射測試，以退火態試樣基體中（001）和（110）晶面的面間距為d0，計算拉伸試樣標距內橫截面外緣到中心位置應變和殘余應力的相對值。結果表明，相對退火態，鑄態試樣中的確存在較高的殘余張應力，最大差值出現在近表面層0.5 mm處，該位置鑄態試樣中殘余應力為49.7 MPa，而退火態殘余應力平均值僅為4.1 MPa。

可見，導致材料脆性的因素除化學成分、晶體結構、冶金缺陷和組織之外，還有殘余應力狀態。塑性較低的TiAl合金中存在的殘余拉應力會阻礙塑性變形，導致拉伸試樣的脆斷。

1.3 二代TiAl合金工程應用取得突破

國際上二代TiAl合金已在航空和汽車發動機上取得商業應用。國內研制的Ti-47.5%Al-2.5%V-1.0%Cr-0.2%Zr合金增壓器渦輪應用取得重要進展。某型高功率密度增壓發動機對比實驗表明，裝配該零件的發動機全負荷瞬態加速響應性提高49%，比油耗降低3 g/（kW·h），穩態煙度降低0.2波許，總機械效率提高1.5%。在車輛實驗中，整車的加速響應時間縮短了近30%，結構減重效果十分顯著。該TiAl渦輪已通過增壓器超溫超轉和發動機整機耐久性考核，現正在車輛上進行全路況考核，首階段1000 km行駛后拆解檢驗渦輪本體完好，渦輪葉片與渦輪殼體配合間隙未見變化。

1.4 Ti3Al和Ti2AlNb合金制備工藝與應用的研究進展

Ti3Al基合金和Ti2AlNb基合金同屬Ti-Al系金屬間化合物材料，但工藝性能優于TiAl合金，已成為新一代航空發動機中高溫部件最有潛力的備選輕質合金材料。

美國GE公司研制的Ti3Al基合金高壓渦輪定子支撐環在GE-29發動機上成功地經受了試車考驗[20]，Ti3Al基合金高壓壓氣機匣和燃燒室擴張型噴管封口也進行了試車。

國內研制的Ti3Al基合金[21]零件已裝神舟號飛行，Ti2AlNb基合金完成了從實驗室向工程化生產的轉化。通過對電極制備、低熔速熔煉、末次氦冷熔煉過程控制，冶煉出直徑540 mm的噸級鑄錠。利用兩類合金在高溫單相區的熱變形能力，多次鐓拔鍛造破碎鑄態組織；在α2+O+B2三相區采用循環換向鍛造使α2+O相充分變形，獲得均勻細晶等軸組織。圖3顯示了制備的Ti-22Al-25Nb合金直徑300 mm棒材超聲波探傷達到GB/T 5193-2007標準A級（直徑2.0 mm平底孔-6 dB）。

2 Ni3Al金屬間化合物基合金

Ni3Al為具有長程有序的L12結構的金屬間化合物，與鎳基高溫合金相比，Ni3Al基合金由于具有較高的比強度和較低的密度而受到關注。近年來，我國Ni3Al基合金研究取得了長足的進展，已逐漸開始在航空航天等領域獲得應用。

2.1 Ni3Al基合金強韌化研究

Ni3Al金屬間化合物的熔點為1390 ℃，密度7.5 g/cm3，Young's模量180 GPa，具有高的高溫比強度，是一種潛在的高溫結構材料。自科研人員通過在Ni3Al中添加微量B元素，顯著改善了多晶Ni3Al的室溫塑性之后，國內外對Ni3Al作為高溫結構材料開展了大量研究，但未能在兼顧室溫塑性和高溫強度等綜合性能方面取得實用性突破。

近年來，為了滿足我國航空航天等領域對高承溫、低密度高溫結構材料的需求，我國科研人員借鑒鎳基高溫合金的強韌化經驗，針對偏離金屬間化合物化學計量比（富Ni側）的Ni3Al基合金開展了強韌化和抗氧化的應用基礎研究，成功研制了幾種Ni3Al金屬間化合物基合金。這類合金在性能上保持了Ni3Al金屬間化合物高比強、低密度的優點，又兼具鎳基高溫合金良好的塑性和抗疲勞優勢，并且在鑄造工藝上基本與鎳基高溫合金相同。

為滿足航空發動機高渦輪前溫度（≥1850 K）的要求，利用鎳基高溫合金現有數據庫、蠕變抗力計算、電子平衡理論和d電子理論，對Ni3Al金屬間化合物合金進行了模擬計算，結合實驗驗證，研制出1100 ℃導向葉片用定向凝固金屬間化合物基合金JG4010 （IC10）。該合金不含貴金屬Re，初熔溫度≥1320 ℃，密度約8.29 g/cm3，高溫持久性能高，1100 ℃、100 h下的縱向持久性能大于80 MPa，高溫下組織穩定，經950 ℃、3000 h長期時效后無TCP相析出，1100 ℃達到完全抗氧化級，同時具備優良的抗熱腐蝕和鑄造工藝性能，可進行大緣板、薄壁（0.6 mm）、復雜內腔結構導向葉片的整體定向凝固成型。

為了進一步提高Ni3Al基合金的服役溫度，滿足更高渦輪前溫度（>1950 K）的新一代航空發動機研制需求，在對鎳基單晶高溫合金的γ‘-Ni3Al強化相回溶溫度研究分析的基礎上，開展了可進一步發揮Ni3Al金屬間化合物高溫穩定性和低密度優勢、目標服役溫度≥1150 ℃的新型Ni3Al基單晶合金的合金化研究。結果表明，通過適當地增加Al和Ta的含量，并結合固溶熱處理消除初生大塊Ni3Al相，可有效提高Ni3Al相的回溶溫度（提高有序度）。如圖4c所示，1200 ℃熱暴露后Ni3Al相體積分數大于55%。從圖4b還可以看出，熱處理后Ni3Al相的體積分數大于80%，但室溫組織仍是由γ-Ni基固溶體相與γ'-Ni3Al相構成，與鎳基高溫合金極其相似。借鑒鎳基高溫合金的合金化元素作用機制，采用第一原理計算和實驗研究確定固溶強化元素和加入量，通過添加Mo和Re元素（<1.6%，質量分數）有效提高了Ni-Ni、Ni-Al對間的鍵合強度，起到了Mo-Re合金協同強化作用，兩相界面為負錯配，1200 ℃的錯配度絕對值約為0.47%。在此基礎上，研究了添加微量活性元素Ce、Dy等對合金抗高溫氧化性能的影響。圖5a為添加不同含量Ce元素后合金1100 ℃循環氧化增重曲線（強制風冷，每小時循環1次），Ce含量約為0.005% （質量分數）時，合金達到完全抗氧化級。

經過成分優化后的新型低錸Ni3Al基單晶合金（暫定牌號：IC21）的初熔溫度≥1340 ℃，密度約為8.20 g/cm3，[001]取向1150 ℃、80 MPa的持久壽命>1000 h （未斷），[111]取向1150 ℃、137 MPa的持久壽命>150 h，1100 ℃達到完全抗氧化級，同時具備優良的鑄造工藝性能。值得指出的是，該合金[111]取向1100 ℃、137 MPa的蠕變壽命>1400 h。研究發現，IC21合金[111]取向在1100 ℃、137 MPa蠕變實驗初期（<10 h）即發生所謂的“拓撲反轉”現象。如圖5b中插圖所示，熱處理后呈網狀連續的γ-Ni基固溶體相被分割成“孤島”，γ'-Ni3Al相成為連續的基體相。透射電鏡觀察到有<110>位錯對切入γ'-Ni3Al相，此組織結構一直保持到蠕變斷裂。該組織結構演變特征難以用鎳基單晶高溫合金的機理解釋，尚有待于進一步研究。

2.2 Ni3Al基合金的應用

近年來，通過添加Hf、Zr、Cr、Mo、Re、B等合金化元素形成的Ni3Al基合金已逐步獲得應用。美國橡樹嶺國家實驗室研發的Ni3Al基合金用于在1000 ℃以下使用的民用材料。俄羅斯研發的Ni3Al基合金BKHA-1B用于直升機燃燒室噴嘴和導向葉片、BKHA-2M合金在20~1300 ℃強度和塑性基本達到使用要求，并具有優良的抗氧化和耐磨性。國內研制的鑄造多晶Ni3Al基合金具有優異的抗氧化、耐燒蝕性能，已被多型先進航空發動機選為噴口調節片和機匣材料?！笆濉逼陂g將重點進行多晶Ni3Al鑄造合金成分與鑄造工藝優化，形成制備Ni3Al基合金復雜大型薄壁鑄件的成套技術，滿足航空發動機發展的需求。采用定向凝固金屬間化合物基合金JG4010，突破了大緣板導向葉片整體定向凝固、整體鑄造大緣板導向葉片尺寸控制和真空熱處理等關鍵技術，研制的高、低壓導向葉片隨我國某型發動機驗證機在高空臺順利完成了超聲速巡航狀態實驗，達到設計要求；完成了我國某型在研航空發動機高壓渦輪導向葉片1650 cyc的專項熱疲勞實驗、試車考核和裝機首飛。

目前，新型低錸Ni3Al基單晶合金IC21被選用為我國某型在研航空發動機的高壓渦輪導向單晶葉片用材料，突破了單晶薄壁鑄件尺寸和生長取向控制以及葉片熱處理等關鍵技術，現階段IC21合金已成功研制出單晶葉片。

3 Nb-Si基合金研究進展

3.1 Nb-Si基合金的發展

Nb-Si基高溫合金的合金化研究起步于20世紀80年代，采用實驗研究、相圖計算及熱力學模擬，以Nb-Si二元合金為基礎，逐步發展到Nb-Si-X （X：Ti、Cr、Al、Hf、Zr、Sn、Mo、W、V、Ta、Fe、Zr、B、稀土元素）和Nb-Ti-Si-Cr-Al-Hf-Zr及Nb-Ti-Si-Cr-Al-Hf-B等多元體系，部分合金化元素對Nb-Si基高溫合金相組成和性能的影響如表1所示，為Nb-Si基高溫合金的成分優化提供了指導。目前，以實用化為目標的合金體系中，合金化元素高達5種以上，元素交互作用復雜，為加快該合金的研發進度，高通量研究方法開始被用于研究合金化元素對Nb-Si基高溫合金組織及性能的影響，如采用高通量方法研究了Ti、Al元素的合金化作用，發現在多元合金體系中加入9.5%的Ti使α-Nb5Si3開始轉變為γ-Nb5Si3，當Ti含量為22.6%時，組織中硅化物全部轉變為γ-Nb5Si3；當Al含量達到4.5%時，組織中α-Nb5Si3完全轉變為γ-Nb5Si3相。高通量研究方法將有助于該類合金的進一步合金化研究。

3.2 Nb-Si基合金的制備研究

Nb-Si基合金的力學性能與其相尺寸、形貌、各相分布等密切相關。研究表明，定向凝固可有效改善合金室溫斷裂韌性及高溫拉伸持久性能。但由于Nb-Si基合金熔點高，定向凝固需在高達2000 ℃的溫度下進行，且活潑組元多，成分與組織控制難度較大。因此，需要發展適用于Nb-Si合金的定向凝固技術。Czochralski法（晶體提拉法）、懸浮區熔法（電子束懸浮區熔、激光懸浮區熔和感應懸浮區熔）等制備方法被用于Nb-Si基合金定向凝固制備研究，基本上實現了Nb-Si合金試棒的定向凝固生長。相較于上述無坩堝的懸浮區熔法及水冷銅坩堝內的Czochralski法，有坩堝整體定向凝固技術是將合金棒放入坩堝中，通過電阻加熱將試樣整體熔化，再將試樣拉入裝有Ga-In-Sn液態金屬的結晶器中。該方法的加熱溫度可達到2150 ℃以上，溫度梯度高，可以獲得穩定的定向凝固組織，其最大優點是可以實現工業化的變截面的復雜形狀零件如葉片等的定向凝固。但此方法需要坩堝與Nb-Si基合金液在高達2050 ℃的溫度下長時間接觸，因此要求坩堝耐溫能力高，與合金熔體基本不反應，研究發現，添加La2O3+ZrO2的Y2O3陶瓷坩堝基本適合Nb-Si基合金的定向凝固。

圖6為Nb-15Si-22Ti-5Cr-3Al-3Hf合金在200 μm/s抽拉速率下有坩堝整體定向凝固的微觀組織形貌。組織由沿著試棒軸向排列、并排耦合生長的花瓣狀或層片狀Nbss/Nb5Si3共晶胞組成。研究表明，采用該技術制備的定向凝固Nb-Si基高溫合金的室溫斷裂韌性及高溫拉伸持久性能得到了顯著的提高。進一步研究表明，合金的力學性能隨抽拉速率的變化與成分也具有關聯性，隨著抽拉速率從2.5 μm/s提高到100 μm/s，Nb-22Ti-16Si-6Cr-4Hf-3Al合金的共晶胞生長耦合度明顯提高，其室溫斷裂韌性（KQ）也明顯提高，可達22 MPa·m1/2。在Nb-29Ti-11Cr-8Si-5Hf-3Al亞共晶合金中，當抽拉速率達到50 μm/s時，共晶胞中的鈮硅化物出現不連續生長，共晶耦合度下降，其室溫斷裂韌性隨著抽拉速率提高而下降。

總之，Nb-Si基高溫合金室溫斷裂韌性受到合金成分、定向凝固技術及其抽拉速率等因素的影響。整體來看，有坩堝整體定向凝固技術可明顯提高Nb-Si基高合金的室溫斷裂韌性，而且在1200 ℃、70 MPa下的持久壽命達到108 h。

3.3 Nb-Si基合金抗氧化涂層研究

合金化可在一定程度上改善Nb-Si基合金的抗氧化性能，但難以滿足1200 ℃以上應用的要求，必須采用涂層防護。一般而言，傳統鋁化物涂層和MCrAlY （M：Ni、Co或Ni+Co）包覆涂層的抗氧化防護溫度低于1150 ℃；致密的貴金屬Ir涂層可實現高溫防護，但其成本限制了工程化應用。硅化物（主要為NbSi2和MoSi2）因具有熱穩定性好、使用溫度高、氧化后形成的SiO2不僅氧滲透率低且其自愈性能優良等特點而被用于Nb-Si基合金的防護涂層，其制備方法多采用多元共滲法。

純NbSi2和MoSi2涂層在中溫區易發生pesting氧化，形成的SiO2氧化膜保護性較差，因此需要對其進行改性。稀土元素Y可細化涂層組織，提高氧化膜的生長速率、致密性以及抑制金屬離子外擴散，從而提高涂層的抗氧化性能；Al氧化后形成的Al2O3可與SiO2形成Al2O3·SiO2，能長時間保持完整致密；B和Ge氧化后生成的B2O3和GeO2可以溶入SiO2并降低其黏度，使其在低溫下具有較好流動性，能夠快速愈合氧化膜中的裂紋和孔洞，從而抑制pesting氧化?；钚栽豘r可以促進致密氧化膜的形成并提高涂層的抗氧化性能。例如，采用多元共滲法制備的Si-Al-Y涂層經1250和1350 ℃氧化100 h后試樣表面完整致密，氧化膜無脫落，氧化增重分別為2.3和24 mg/cm2 。

此外，高溫下MoSi2涂層與Nb-Si基合金的界面穩定性差，涂層中的Si元素向基體擴散會導致涂層退化從而影響其服役壽命，需要在界面處制備阻擴散層。運用電化學沉積法結合包埋滲法可在Nb-Si基合金表面制備MoSi2/ReSi2/NbSi2復合涂層，對于界面互擴散具有一定的抑制作用。

4 結束語

近年來，我國在金屬間化合物基高溫結構材料的基礎研究與工程應用方面取得了重要的進展，以TiAl、Ti3Al、Ti2AlNb、Ni3Al基合金為代表，在性能和工藝方面進步顯著，研發出一些具有自主知識產權的新型高溫結構材料，為我國高性能航空發動機的研制作出了重要的貢獻。Nb-Si基合金在凝固工藝和抗氧化涂層的基礎研究方面也取得了顯著的進展，逐漸向實用化接近。但金屬間化合物固有的共價鍵和金屬鍵共存的特點導致其室溫塑性偏低的問題仍在一定程度上制約其應用。因此，需要進一步開展金屬間化合物基高溫結構材料強韌化與抗氧化的基礎與應用研究，使其固有的優異高溫強度與較低密度的優勢得到充分發揮，在航空航天等領域發揮出更加重要的作用。