自20世紀40年代進入噴氣時代以來，伴隨著人們對發動機推重比需求的提高，航空發動機技術得到了飛速發展，它每一次的更新換代都伴隨著一些新結構的應用，而支撐這些結構的基礎就是一些新材料與制造技術的發展與使用。因此，必須對航空發動機關鍵部件在結構、材料及制造技術方面的發展及未來的應用趨勢進行深入剖析。

航空發動機是飛機性能、可靠性和成本的決定性因素。從1903年萊特兄弟首次實現動力飛行，所使用的推重比僅為0.11的水冷式發動機，到第二次世界大戰期間迅速發展起來的推重比可達1.0左右的活塞式發動機，再到如今成為航空動力裝置主力的推重比已達10.0左右的噴氣式發動機，航空發動機推重比有了重大發展（見圖1）。評價航空發動機性能的關鍵性指標為發動機的推重比，其每一階段的發展都是與當時的社會需要以及科學技術發展水平（如耐高溫的材料、先進的加工方法等）分不開的。

自20世紀40年代進入噴氣時代以來，伴隨著人們對發動機推重比需求的提高，航空發動機技術得到了飛速發展，它每一次的更新換代都伴隨著一些新結構的應用，而支撐這些結構的基礎就是一些新材料與制造技術的發展與使用。因此，必須對航空發動機關鍵部件在結構、材料及制造技術方面的發展及未來的應用趨勢進行深入剖析。

1風扇/壓氣機

壓氣機用來提高進入發動機內的空氣壓力，它不僅受較高的離心負荷、氣動負荷等，還會受到發動機進氣道外來物的沖擊，受風沙、潮濕的侵襲，同時由于壓氣機前面增壓級和后面增壓級的流通能力不匹配，容易產生喘振現象，因此，無論在設計、制造，還是維修中都需在這方面耗費更多的精力和成本。下面分兩部分概述壓氣機結構及制造技術的發展變化。

1.1風扇葉片

20世紀80年代初，風扇葉片一般為窄弦、帶凸肩、實心結構，由鈦合金整體鍛件加工而成，其主要加工工序為：先墩出葉根和凸肩，并預鍛成形，再在帶轉動爐膛的電阻爐中加熱，取出后精鍛、切邊，最后經過數道機加工序得到成品葉片。由于凸肩的存在，降低了風扇的流通能力，氣動效率低，同時，實心的葉片質量過大，這種葉片不適合更大推力發動機對風扇葉片的要求。

為解決這些難點，英國羅-羅公司于80年代中期開創性地設計并制造出了新型寬弦、無凸肩、夾芯風扇葉片，這種風扇葉片能夠消除原有中間凸肩的相互干擾阻力, 提高空氣流量和氣動效率, 增加抗外物撞擊能力及喘振裕度, 并且使風扇的葉片數量減少1/3，其制造工藝是在葉盆和葉背鈦合金面板之間放一塊鈦合金蜂窩夾芯塊，兩塊面板和蜂窩夾芯塊經活化擴散連接形成一體。

為進一步減輕結構重量，羅-羅公司于1994年研究成功第二代寬弦空心風扇葉片，這種葉片采用鈦合金3層結構的超塑成形/擴散連接（SPF/DB）組合工藝制成，風扇葉片芯部采用建筑上所用的三角形桁架結構，取代了第一代寬弦風扇葉片的內部蜂窩芯板，這種實心度更低的葉片比蜂窩芯葉片輕15%，該種葉片已經用于波音777和A330飛機的“遄達”發動機上。

同時，美國普惠公司在PW4000系列基礎上研制的增推型發動機PW4084的風扇葉片的設計也采用寬弦空心結構，其寬弦風扇葉片用兩塊經過加工的鈦合金帶筋厚板，首先采用擴散連接（DB）工藝連接，然后應用超塑成形（SPF）工藝使葉片成形，最后數控加工出葉根與葉型。未來，在推重比15~20的發動機上，壓氣機的使用溫度將達到705~982℃，復合材料有可能成為壓氣機葉片、機匣和空心風扇葉片的主要材料，圖2為NASA最近研制的一種輕質、低噪音復合材料寬弦風扇葉片。

目前，普惠公司正在研究的連續SiC纖維增強的鈦基復合材料寬弦風扇葉片，稱之為第三代寬弦風扇葉片，這是一種剛度更高、重量更輕、耐撞擊的空心風扇葉片，可使發動機風扇再減重約14%，其主要制造過程如下：

1）將碳化硅纖維（SCS-6）制成預制帶，即將單方向排列的SCS-6與鈦絲編織成纖維布，鈦箔和纖維布間隔疊放，按照葉片不同部位的厚度要求確定疊放層數，然后用熱等靜壓法進行碳化硅纖維預制帶的擴散連接。

2）將SCS-6 預制帶和鈦合金（Ti-6Al-4V）制成TMC楔型面板，經X射線、超聲探傷、金相和尺寸檢查合格后，按風扇葉片要求的疊層次序制備葉片毛坯組件。

3）最后采用SPF/DB工藝成形出寬弦空心葉片，葉片面板厚度從根部到葉尖遞減。

1.2 整體葉盤/葉環

整體葉盤結構是在20世紀80年代中期出現的，它是在常規葉盤結構基礎上發展起來的一種提高發動機部件效率的新型結構，即將葉片用電子束焊接方法直接焊到輪盤上，省去常規盤葉連接的榫齒和榫槽，材料一般選用鈦合金，此技術已經在先進軍用發動機（如F119和EJ200）的三級風扇、高壓壓氣機的整體葉盤轉子上進行了驗證。整體葉環結構則是采用復合材料，在結構上省去盤體部分，使結構更為簡單，減重效果更加明顯。

整體葉盤/葉環相對于傳統結構有了很大的改進：結構上，它們不需加工榫頭和榫槽，盤緣徑向厚度大大減小，從而減小了整個盤葉結構的重量；裝配上，由于它們是盤葉一體結構，不需要進行組合裝配，有利于轉子轉動平衡；而且顯著地減少了零件數，增加了發動機結構的整體可靠性。這種一體化結構最大的弊端就是加工難度大，損壞后不易修復。早期，一般采用五坐標數控銑床來加工整體葉盤，此種方法既費時，成本又昂貴。

20世紀90年代，GE公司發展了一種加工整體葉盤的新工藝，即電化學加工（ECM）的工藝方法，取得了較好的效益；同時，在修復技術方面，GE公司也針對性地對不同類型的葉片損傷類型發展了一套修理方法，并應用在F414發動機上。

目前，整體葉盤一般采用線性摩擦焊的加工方法，與五坐標數控銑床和電化學加工方法相比，線性摩擦焊可以節約大量的鈦合金，并且可以直接對損壞的單個葉片進行修復，因此得到了廣泛應用。隨著新的連接技術和維修技術的出現，可以預見SPF/DB的寬弦風扇葉片直接與葉盤焊接的整體結構的出現。壓氣機結構發展歷程如圖3所示。

燃燒室

航空發動機主燃燒室的傳統結構形式可分為單管、環管和環形燃燒室。早期的燃燒室多為單管燃燒室，后來發展為環管燃燒室，20世紀60年代，環形燃燒室出現，并成為燃氣渦輪發動機的優先選擇。隨著燃燒技術的發展，短環形燃燒室是目前普遍采用的方案。

火焰筒作為主燃燒室的主要構件，其結構和加工工藝一直都是提高發動機燃燒室性能的關鍵。早期的發動機采用的是散熱片式火焰筒，這種火焰筒是在鑄造或鍛造毛坯外表面上機械加工出縱向的散熱片，實踐證明，此種散熱方式效果有限，且不易加工，因而已被淘汰。為加強筒體的散熱，降低加工難度，

目前大中型發動機的環形燃燒室上普遍采用的是機械加工成形的氣膜式火焰筒，這類火焰筒可大大提高散熱效果，滿足現代發動機燃燒室高容熱強度的要求。隨著航空發動機燃燒室進口溫度、壓力和出口溫升的逐步上升，高溫燃氣向火焰筒壁面的熱輻射強度也隨之增強，火焰筒目前所使用的高溫合金材料的許用工作溫度已很難提高，因此出現了一種新的火焰筒結構——沖擊-對流-氣膜復合冷卻的浮壁式火焰筒結構。

這種結構很好地解決了四代機火焰筒的冷卻問題，同時還大大提高了火焰筒的性能，但這種結構也給制造技術帶來了很大困難，如火焰筒筒體變成單層結構后薄壁易變形，結構剛性差，尺寸精度提高一個數量級，焊接變形難以控制等，針對這些難題，楊秀娟等已在文獻【第四代航空發動機浮壁式燃燒室制造技術】中介紹了浮壁式火焰筒的加工工藝路線及需要注意的問題。

未來推重比15~20以上的發動機，其燃燒室出口溫度將高達2000~2200℃，火焰筒承受的溫度將大于1538~1750℃，因此，先進航空發動機燃燒室的研制不僅需要結構上的變革，還需要開辟新的材料系統和工藝領域。正在發展的用各種長纖維（Si3N4、SiC、Al2O3等）增強的陶瓷基復合材料，具有優異的耐高溫、高抗氧化和高比強等特性，美國的IHPTET 計劃提出，高性能發動機采用陶瓷基復合材料（CMC）制造出口溫度均勻、變流量結構火焰筒，用鈦基復合材料（TMC）制造燃燒室機匣，圖4為陶瓷基復合材料（CMC）火焰筒。

3渦輪

渦輪部件主要由渦輪葉片和渦輪盤兩大部分組成。渦輪部件是在十分惡劣的條件下工作的，主要原因是大部分的渦輪零件在高溫燃氣的沖擊下承受大的熱負荷、熱沖擊等，并且材料在熱燃氣的作用下還易于腐蝕。航空發動機性能的提高依賴于渦輪前燃氣溫度的提高，20世紀50年代發動機渦輪前燃氣溫度僅為800℃，而如今軍用發動機的燃氣溫度則高達1550~1650℃，隨著發動機的發展，渦輪部件的工作環境會越來越惡劣。為滿足不斷提高燃氣溫度及降低重量的要求，必須不斷研制與發展更耐高溫的材料，改進部件結構及冷卻技術。

3.1 渦輪盤

渦輪盤承受著離心載荷、熱負荷和振動負荷等，早期的發動機由于推重比不高，渦輪前燃氣溫度也僅在1150~1250 ℃左右，因此一般都采用普通的單輻板結構，材料常用GH34、GH36 和GH33 等。

隨著渦輪前溫度的提高，傳統的渦輪盤結構已經很難滿足未來先進航空發動機的性能要求，美國普惠公司在IHPTET計劃的分計劃ATEGG中提出了雙輻板渦輪盤結構，并在第III階段的XTC67/1驗證機上對其進行試驗驗證，與傳統渦輪盤相比，雙輻板渦輪盤重量減輕了17%，轉速提高了9%。雙輻板渦輪盤是由2個對稱半盤零件焊接成的中空雙輻板結構。

欒永先等對雙輻板結構強度進行了分析，比較可知雙輻板渦輪盤與傳統渦輪盤有很大差異，它可以使發動機結構更優，零件數量減少，可靠性和推重比提高。制造技術方面，為了滿足高性能航空發動機渦輪盤的設計及冶金質量要求，渦輪盤高溫合金坯件必須是純潔、均勻和細晶組織的，制備發動機渦輪盤高溫合金坯件主要有先進的鑄鍛變形、粉末冶金和噴射成形3種工藝方法，如圖5所示。

目前，粉末冶金已成為制造高性能渦輪盤最重要的方法，并且已在國外高性能發動機上得到成熟、可靠的應用。未來，高純度、細顆粒高溫合金粉末氬氣霧化批量制備和超細晶粉末高溫合金渦輪盤成形等關鍵技術必將在未來的高推重比發動機中有著廣泛的應用前景。

3.2 渦輪葉片

渦輪葉片是航空發動機的關鍵零件, 其承受溫度的能力是評價發動機性能和決定發動機壽命的重要因素，因此渦輪葉片的結構和材料的選用是提高航空發動機性能的關鍵，各代航空發動機渦輪葉片結構和材料的發展如表1所示。

為了滿足第一代航空噴氣式渦輪發動機的渦輪葉片的使用要求，20世紀50年代研制成功的高溫合金，憑借其較為優異的高溫使用性能，全面代替早期的高溫不銹鋼，使其使用溫度有一個質的飛躍，達到了800℃水平，發動機的推重比也提高到了2~3左右。

隨著真空冶煉水平的提高和加工工藝的發展，鑄造高溫合金逐漸開始成為二代發動機渦輪葉片的主選材料，定向凝固高溫合金通過控制結晶生長速度、使晶粒按主承力方向擇優生長，改善了合金的強度和塑性，提高了合金的熱疲勞性能，使用溫度達到了1050℃水平。

第三代航空發動機普遍使用的單晶合金渦輪葉片即是定向凝固技術的進一步發展，其耐溫能力、蠕變強度、熱疲勞強度、抗氧化性能和抗腐蝕特性較定向凝固柱晶合金有了顯著提高，結構上開始使用空心葉片，加入冷卻技術，可使使用溫度達到1550℃。目前，國外推重比10的發動機F119/120（美、GE90（美）、EJ2000（英、德、意、西）以及其他新型發動機都采用單晶高溫合金鑄造空心渦輪葉片結構。

在工藝方法上，早期的渦輪工作葉片均采用高溫與高強度鎳基合金鍛造后經機械加工而成，隨后采用真空精密鑄造后拋光而成，到了20世紀80年代則逐漸采用定向結晶鑄造與單晶鑄造的葉片。

GE公司研制的新結構單晶高壓渦輪葉片的陶瓷型芯技術，采用傳統工藝制造陶瓷型芯和等離子噴涂形成外層壁相結合的技術，并將其核心控形技術視為高度核心技術。陶瓷型芯的成型方法主要有熱壓注法、傳遞成型法、灌漿成型法等。熱壓注成型是目前應用最廣的陶瓷型芯制備方法，也是制備高溫合金葉片用陶瓷型芯最常用的一種方法，其主要工藝過程如圖6所示。

結束語

發動機性能的提高主要依賴于結構和材料的發展，而結構和材料的發展又與制造工藝具有密切的聯系。從航空推進技術的發展歷程來看，發動機關鍵部件的結構及材料使用趨向于整體化、輕質化。美國的IHPTET計劃也明確指出，未來高性能航空發動機將大量使用復合材料一體化結構，如鈦基復合材料寬弦風扇葉片、整體葉盤/葉環、陶瓷基復合材料火焰筒等，而整體化結構的設計和加工技術一直都是航空工程亟待突破的關鍵問題。

我國對發動機的研究起步較晚，生產設備落后，與國外差距較大，在結構設計與制造工藝方面又處于劣勢，因此，我們必須重視基礎學科的研究，加強制造工藝的發展，重視設計-材料-工藝密切配合，實現新一代高性能航空發動機的研制成功。

內容轉自：中國航空新聞網