大批革命性的系统设计需要新的材料、加工这些材料的方法和更透彻地了解其原理。

高温材料促进了航空航天推进系统与电力系统的发展。但在今天，材料研究若仍保持过去二、三十年的发展速度，已经不能满足要求了。系统设计师们要求的是革命性的而不是改良性的进展。因此，国家航空航天局刘易斯研究中心（它是该局在材料研究与开发方面一直处于领先地位的单位）正在研究：新材料，加工这些新材料的方法，以及这些材料如何工作的基本原理，以便指导未来的工作。

飞机燃气涡轮的叶片、导向叶片和轮盘一直是用镍基合金制造的。目前，为了达到更高的温度，各个实验室都在制造金属互化物及具有隔热涂层的金属基体复合材料与陶瓷基体复合材料，而且在研究固态润滑剂、

在空间推进系统中，航天飞机和未来大型升力飞行器都需要有可靠性更好推力更大的发动机，以便发射未来的载荷及把空间站置于轨道上。在这方面，纤维增强的超合金和铜基合金有助于获得巨大的推力。

空间站，还有若干种类卫星，一旦就位，需要的电力要比具有相当面积的太阳能电池板所能提_大得多。所以，核能或太阳能涡轮，或斯泰尔林发动机（Stirling engine），这些动力装置可能要用来补充光生电力。正在研制的非常轻的金属互化物和复合W料可使先进系统节省巨大的电力。在微重力条件下进行的金属、玻璃、聚合物等的固化的基本研究将需要这样水平的电力。

在下列各页中，来自刘易斯研究中心的科学家和工程师们，报告关于将把美国带进21世纪的这样和那样的一些材料。

金属固化：从单晶体到微晶体

R. Gray编译 林志信

控制铸件的固化和冷却速度会大大影响合金的宏观结构与微观结构及其最终机械特性。根据期望要得到的结果，金属可以极其缓慢地也可几乎瞬时地予以冷却。要制造单晶体，金属得在模具中以每秒10^-3~ 10^-1度的冷却速度予以固化。制造出来的铸件与涡轮叶片的实际形状几乎相同。反之，以每秒10⁶度的速度快速固化，则得到粉状或带状物。这些材料晶粒极细，并且合金元素和强化相位分布均匀。

单晶体超合金作为航天飞机主发动机高压涡轮泵的涡轮叶片正在鉴定之中。虽然这些叶片将在比飞机涡轮低的稳态温度环境中工作，但是它们经受的疲劳状况势必要严重得多。国家航空航天局的刘易斯研究中心和马歇尔研究中心都在研究如何改善超合金的抗疲劳性以及如何更好地了解氢对超合金的有害影响。

作为疲劳研究的一个组成部分，洛克迪尼（Rocketdyne）公司正在根据合同评定均衡热挤压和大梯度固化对单晶体合金疲劳寿命的影响。不管是单项的还是组合的，这些过程都可使铸件中微砂眼的尺寸减小，数量减少，从而改善机翼的疲劳寿命。

虽然单晶体经常被研究人员用作模型材料，在火箭发动机和商用涡轮发动机中实际上作为结构材料，但是遇到了不寻常的问题和机遇。在室温条件下，弹性模量从（100）方位处大约每平方英寸18×10⁶英磅变至<111＞方位处大约每平方英寸42×10⁶英磅。括弧中的号码指的是如附图所示的晶体对X、Y和Z轴的方位。除特殊的晶体方位外，在径向，泊松比（拉伸试件的横向单位收缩对轴向单位伸长之比）不是常数。例如，对圆柱体施加拉伸载荷时，其横截面可成为椭圆形。弹性特性已经弄清楚，并且可以相当简单地把它编成应力分析计算机代码。弹性变形各向异性的情况则较为复杂，尚未弄明白。在温度升高情况下，沿着晶面滑动的体系与常用的八面体体系不相同。主动滑动体系（active slip system）都是依据晶体相对于应力轴的方位、温度和应变率来决定的。

在低循环疲劳试验中，在给定的应变范围内，正六面体<100＞方位的晶体寿命最长。<111＞方位附近的晶体寿命最短。<110＞方位附近的晶体寿命居中。应变量程乘以摸量，使应变量程向应力量程规格化，结果表明所有数据都落在一条直线上。因此，在不同晶体方位的低循环疲劳特性方面的差异，可以用弹性模量和总的应变量程来解释。

在面心立方系基体（gamma型）中，以镍 - 铬 - 铝体系为基础的镍基超合金单晶体，按体积，包含有60%左右以Ni₃Al为基础的有序面心立方系金属互化物（gamma prime型）。当许多现代单晶体超合金制品在1800华氏度左右进行蠕变试验时，立方系gamma prime型粒子直接粗化成片状或筏状体。对于大多数商用重要合金来说，筏状体垂直于外加的拉伸轴。在燃气涡轮发动机叶片中，也已观察到筏状体的形成。筏状结构看来在蠕变 - 断裂应用中是有用的，它降低了稳态蠕变率，并且延长了达到断裂的时间。我们认为在蠕变 - 断裂方面的改善是因被迫通过gamma prime筏状体进行剪切的位移而引起的，这比环绕分散的粒子攀移更为困难。筏状结构看来也是十分稳定的。在蠕变试验寿命期内，在初期一旦形成，筏状结构便会阻碍进一步粗化直到第三阶段蠕变开始为止，在断裂之前，此时延伸率是增大的。

热处理影响着构成筏状体的单晶体合金的蠕变 - 断裂寿命。在gamma相位和gamma prime相位原子间隔有很大差异的合金，用根据溶液温度进行油淳的方法，已经达到最长的寿命。试验前于1800华氏度老化的材料显得寿命最短。油淬材料具有最细的初始gamma prime尺寸，形成最细的筏状体，达到断裂的寿命比具有最粗的gamma prime的材料长3倍。经过老化的材料具有最粗的初始gamma prime尺寸，最粗的筏状体厚度，及最短的蠕变 - 断裂寿命。我们把寿命的差异归结到起始的微观结构及随后在蠕变 - 断裂试验期间发展的筏状结构在形态学方面的差异。在筏状体形成期间，gamma prime的厚度几乎是不变的。

快速固化作业需要以每秒百万华氏度量级的速度使金属、合金或金属互化物从液体冷却成固体。如此快速固化，依靠减小晶粒尺寸、尽量降低合金元素或杂质的分凝和明显改善均匀性，可以从根本上改变材料的物理和冶金性质。这些微观结构变化通常得到的物理特性和机械特性与在以比较常规的速度淬火的合金中常见的大为不同。作为一个极端例子，可以生成金属玻璃。

刘易斯研究中心曾经把熔化的金属从坩埚里经过喷管喷到旋转的轮面上。在转过一圈之前，把固化产品抛离轮子。

这种相当简单的步骤，对于高速度生产箔、丝、粉或片来说具有极大的潜力。然而，有许多变量影响着产品质量或实际形状，这些变量包括：熔化成分，熔化过热，空腔大气，坩埚成分，喷管构型，喷射压力，喷管至轮子的间隙，以及旋轮的表面状况、成分、速度和温度。

刘易斯研究中心的设备尽可能多地控制和测量这些变量，并且存储这些数据供以后检索和分析用。此外，还有一台高速摄像机和录音机记下实验过程。这些数字式形象化数据系统都是同步的，并且可以编成索引。

设备包括：具有金属密封凸缘的不锈钢真空腔，涡轮一分子真空泵及闭环低温泵，以便保证最大的清洁度和无油的大气。一般说来，在熔化期间，压力要保持在10^-6~ 10^-5毫米汞柱范围内。残余气体分析器连续监测着腔内大气成分。可以同时监测1 ~ 6种气体。各种气体浓度低达百万分之十都可检测出来。已经造出一些装置把选定的气体充入腔内，以便给出实际的或惰性的气体。

轮面速度是连续变化的，最大可达每秒250英尺。轮子温度可用无线电频源加热到800华氏度或靠泵吸通过轮子的冷却剂予以控制，此时温度是用双色红外热检测器予以监控。可将不同材料的轮面装在受冷却的轮毂上，以改变铸件表面的导热性。

目前研究工作集中在火箭和先进高超音速飞行器用的高强度高导热性铜合金。这些材料可用挤压法或均衡热压法加工成结构件。

高温发动机用的固态润滑剂

Harold E. Sliney编译 林志信

正在研制的航空航天机械装置和能量效率发动机，对润滑剂和轴承材料的热与氧化的稳定性，对结构材料，都提出了严格的要求。例如，先进飞机的复杂的燃气涡轮发动机含有许多必须在高温和高压气体中工作使用自润滑承载表面变几何形状的零件。润滑还严重影响着汽车、绝热柴油机和斯泰尔林发动机的发展。

我们最佳的涡轮用的高温润滑油叫做双酯和多元醇酯的合成流体，都是限于提高润滑油温度，但没有超出465℉。正在对氟化钙 - 基本坯料进行研究，可达650℉左右。尚不清楚基本坯料是否可在更高温度下正常工作。

有些固态润滑剂可以做到这点。不过，现有的简单固态润滑剂没有一种能够在某些预计的高技术应用项目中在从低温起动至最高使用温度的整个承载/密封温度范围内润'滑。因此，着重研制含有两种或两种以上固态润滑剂的自润滑复合材料，以便覆盖大范围温度谱。众所周知的2个例子是二硫化铝（MoS₂）和石墨。可惜，石墨和二硫化钼在大约650华氏度以上的空气中会氧化。如果把它们加入能够承受更高温度的复合材料中，那么它们将在热循环低温段期间进行润滑，在最热一端分解，并且持续一个循环。为此，刘易斯研究中心目前探索能在650华氏度以上工作的新的固态润滑剂。

研究过的某些类型材料包括有：像一氧化铅（Pbo）那样的软氧化物，像氟化钙（CaF₂）与氟化钡（BaF₂）那样化学稳定的氟化物。这些材料无论哪一种都不覆盖整个温度范围。它们在高温润滑，但在低温不润滑。然而，银的金属薄膜从低温至950℉左右都能进行润滑。银在更高温度时没有适宜的承受动载能力，但是，达到它的熔点1762℉时，在氧化方面则是稳定的。

对于反覆热循环而言，银和氟化物的合成物能在宽阔温度范围内润滑。利用这种设想所作的研究，已经导出适用于高温合金的两种复合涂层：厚约0.001英寸的熔接涂层和厚约0.010英寸的等离子体喷涂涂层。

熔接涂层的做法是：用空气刷喷涂一种粉状银、氟化钙和氟化钡的水浆，接着在具有氢或氩大气的炉中于1950℉（恰好在氟化钙 - 氟化钡混合物熔点之上）进行热处理。在冷却基础上，便得到合适的在整个氟化物基体中含有细微银珠的熔接涂层。

较厚涂层的做法是：依靠等离子体喷涂有关组分的混合粉末，接着用金刚石磨到厚0.010英寸。在这些涂层中，基体组分要么是镍铬合金（主要起粘接剂作用），要么是金属粘接的碳化铬（另外提供杰出的耐磨特性）。添加氟化物和银是为了降低摩擦系数。使用此类石墨复合材料的最大温度，对于持续工作来说，约为950℉，对于短期工作来说，亦许可达1200 ℉。这两种氟化：物一银涂层的实用温度范围是从低温直至1650℉。

银肯定会降低摩擦并扩大熔融氟化物涂层的实用温度。倘若没有银，达到大约750华氏度时，摩擦系数将是相当大（约0.4），在更高温度时，由于氟化物起润滑作用，将降至0.2左右。

业已测定了在镍铬合金或碳化铬的基体中含有银和氟化物添加剂的等离子体喷涂涂层的摩擦 - 温度特性。有了这些涂层，从低温至1650华氏度，摩擦系数约为0.2。称为PS100系列的镍铬合金基体涂层磨损速率低。称为PS200系列的碳化物基体涂层极其耐磨。典型的镍铬合金基体涂层PS101按重量计算具有下列成分：30%镍铬合金，30%银，25%氟化钙和15%玻璃。类似的涂层PS100不含银，在750华氏度以下不起润滑作用。典型的碳化物基体涂层PS212具有下列成分：15%银和15%氟化物共晶体。

PS100系列已经成功地用在高速轻载的轴「密封中，在那儿某种程度的涂层整合性（coating conformability）可能是有益的。PS200系列涂层更适宜作为坚硬的非常耐磨的承载表面。此种涂层已经成功地作为高温气体轴承的备用润滑剂，在起动、停止和瞬时高速摩擦期间，这些轴承与转轴滑动接触，这些涂层已经持续起动和停止达到10，000次，接触面的磨损是极少的。继续对有希望的PS200系列涂层进行研究。这些属于复合材料，通过改变配方，可使它们适用于各种各样条件。因此，研究包括有对化学成分、喷涂程序和表面光洁度作进一步最佳化研究。

发动机实用的聚合物

Raymond D. Vannucci编译 林志信

正在生产或即将投产的一些复合材料发动机部件都是用石墨增强的PMR-15聚合物制造的。例如，在海军F-18战斗机的GEF-404发动机上，用石墨/PMR制造的空气涵道将取代钛合金涵道。在海军和国家航空航天局资助下由通用电力公司研制的这种涵道是明显地又便宜又轻。

石墨/PMR复合材料制造的涵道正被考虑供所有军用的低涵道比涡轮风扇发动机使用。预期此种材料可能应用的其他部件包括有：发动机进气口导向叶片，压缩机第1级和第2级静子，主涵道整流罩，及机翼前缘防冰板。

刘易斯研究中心研制了PMR-15，这是第一流的高温基体树脂，可从许多供应商那儿大批买到。还有—个好处，PMR-15可在热压器中加工。它是在一次操作中从直接用来增强的单体反应物聚合而成的。严禁使用预加反应的油漆。PMR的意思就是：单体反应物就地聚合（polymerization of monomer reactants in situ）。

刘易斯研究中心着重于飞机发动机用的高级聚合物基体复合材料，以便保持它的作为国家航空航天局推进装置研究的领导中心的地位，倘若没有复合材料，要提高先进发动机的推重比将是很困难的。正在研究的材料有：耐高温基体聚合物（例如冷凝固化聚酰亚胺和添加固化聚酰亚胺），聚喳色啉（polyquinoxaline），和梯形聚合物。在空间建筑物方面，刘易斯研究中心正在研究对紫外线稳定的和抗原子氧的聚合物。

我们的工作不仅涉及到研制更好的材料，并且要从分子角度对新材料特性有基本的了解。因此，刘易斯研究中心一直在研究单体/聚合物的合成和特性，聚合物/复合材料的特性，聚合物/复合材料的加工，环境影响，以及热力学特性。

尽管它们提供了成本和重量的好处，但是PMR-15材料一直还是被限制用于在600华氏度以下工作的发动机零件。为了进一步得到其好处，务必把复合材料推广到承受更高温度的发动机零件。

因此，我们的聚合物基体规划目前针对着700华氏度基体树脂，较韧高温基体树脂，以及较高温度的胶、复合材料PMR-Ⅱ-700看来是有希望的。高温时，它比PMR-15更能抗氧化。T-40石墨增强的PMR-15和PMR-Ⅱ-700在空气中于每平方英寸60英磅绝对压强和700华氏度温度下所作的对比试验中，PMR-Ⅱ-700层间剪切强度较大，氧化损失的重量较少。在此温度下，它可在发动机中使用长达200小时。进一步研究旨在研制能够持续更长时间的树脂。

新型PMR-Ⅱ-700材料在加工性能方面作了某些牺牲，达到了这种热稳定性。虽然其化学反应与PMR-15相似，但是PMR-Ⅱ-700使用了在热学方面更为稳定的反应剂和配制的分子量较大的end-capped prepolymers。增大配制的分子量会降低氧化稳定性较差的alliphatic或单独结合的end-cap材料在树脂中的比例。然而，配制的较大分子量的单体反应物，当地聚合的材料更难加工，需要的固化压力比在热压器加工中正常所用的要大。

作为一种新途径，刘易斯研究中心一直在研究一种更加稳定的芳香族（即苯环基）end-cap：这是一种代用的[2，2]-p-cyclophane，它在与PMR-15树脂end-caps相同的温度范围内要经受附加的聚合作用，不过只有像许多alliphatic弱连接的四分之一。

含有新芳香族end-caps的聚酰亚胺（命名为CYCAP（Cyclophane Capped Addition Polymides）），可以按与PMR-15树脂相同的方法予以处理。因此，新的end-caps改善了树脂的热氧化稳定性而不损失加工性能。除了较高温度树脂外，刘易斯研究中心一直在研究较韧的高温树脂，它将使复合材料更能抗御由掉落的工具和跑道的碎片的低速撞击而引起的微裂纹和损坏。在复合材料热循环期间，因其高达600华氏度的固化温度、树脂脆性以及树脂与增强剂热膨胀系数不匹配，可能出现微裂纹。当复合材料从固化状态冷却时，由于不匹配，会出现内应力。低速撞击可以引起隐匿的内部损坏，这在飞行条件下会扩展起来。

把更柔软的连接基并入树脂分子结构中，明显地改善了复合材料的韧性。对以T-300石墨纤维增强的层状PMR-T和PMR-15树脂作了热循环试验，在0 ~ 450华氏度之间作了1000次循环之后，PMR-T韧化层出现的微裂纹比PMB-15的少50%。正在研究的减少复合材料微裂纹的其它方法包括：使用纤维织物、树脂填料及较低固化温度。

使塑料基体复合材料减慢在飞机结构上应用的一个缺点，就是它们的导热性差，防冰有困难。国家航空航天局刘易斯研究中心已经提出了把玻璃毛细管嵌入复合材料表面，通过毛细管将发动机排放的热气吹走的想法。

根据合同，通用电气公司提出了一种分析方案以估计这种表面的防冰性能。平板的风洞试验结果与分析结果很一致。对同样平板所作的机械试验表明，不会付出结构代价。

位于地球防护大气层上方，在空间建筑物中，聚合物暴露在更强烈的紫外线辐射之中，使它们的分子链更快地断开。刘易斯研究中心的回答是，使紫外线能量沉落在聚合物（尤其是聚酰亚胺）分子结构之中以防止聚合物分子链分裂。不裂解反应仅发生在此能量沉落时，从而无害地耗散紫外线能量。由于这种反应是可逆的，丝毫没有消耗掉此能量沉落量。能量沉落量将被并入聚合物中，作为主干部分和侧向分支。候选材料已经合成，并且正在筛选，以便确定哪种材料最能稳定聚合物。

[Aerospace America，1987年5月号]

（待续）