主题：中国航空发动机的新进展: WS-15 -- aircobra

美国国防部 1988 年在 “ 综合高性能涡轮发动机技术（ IHPTET ） ” 计划中提出了高推重比、高性能发动机结构质量减轻 50% ，推重比提高 100% 的发展目标。高性能发动机在新材料结构、新结构方面具有显著的特点，并且突破了传统的设计观念，由设计 — 材料 — 制造 3 位一体实现高性能发动机的性能要求，材料和制造技术的贡献率为 50% ～ 70% 。预计在 2015 ～ 2020 年将有可能研制出推重比为 15 ～ 20 的涡扇发动机，它与目前使用的推重比 8 发动机（如 F100 ）相比具有如下特点：

（ 1 ）风扇由 3 级减为 1 级，叶片为带弯掠的空心结构，可减重 30% ；

（ 2 ）压气机由 9 级减为 3 级，转子为整体叶环结构，由钛基复合材料制成，与传统结构相比，可减轻质量 70% ；

（ 3 ）燃烧室火焰筒材料由耐热合金改为陶瓷基复合材料；

（ 4 ）高低压涡轮均为单级的对转结构，在仍采用金属材料的条件下，整体叶盘结构可减重 30% ；最终拟采用陶瓷基复合材料或抗氧化的碳 / 碳（ C/C ）复合材料，涡轮前温度高达 2200K 以上； 2=lITIEJ

（ 5 ）由于涡轮进口温度很高，即使按下限 2200K 计算，发动机单位推力也比 F100 高 70% ～ 80% ，因而新发动机也可能不采用加力燃烧室；

（ 6 ）尾喷管将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管。

综上所述，高性能航空发动机制造技术呈现以下发展趋势：

（ 1 ）轻量化、整体化、新型冷却结构制造技术向低成本、高效率方向发展；

（ 2 ）新材料构件制造技术出现较大突破；

（ 3 ）新工艺技术成为现代航空发动机发展的重大关键制造技术，并得到广泛应用；

（ 4 ）在传统制造技术基础上发展起来的先进制造技术已成为支撑现代制造业的骨架和核心，以信息化带动传统制造业，企业信息化工程得到长足发展。

1 轻量化、整体化、新型冷却结构制造技术向低成本、高效率方向发展

1.1 整体叶盘制造技术

在第四代战斗机的动力装置推重比 10 发动机 F119 和 EJ200 上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，可减重 30% ，其制造方法目前了解到大约有 8 种：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法制造整体涡轮盘后将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上；钛合金整体叶盘采用热等静压法将钛合金粉末与精锻叶片复合成形为整体叶盘；高温合金整体叶盘采用热等静压法将粉末高温合金盘和精铸叶片扩散连接为整体叶盘。在推重比 15 ～ 20 高性能发动机上，拟采用 SiC 陶瓷基复合材料或抗氧化的 C/C 复合材料制造整体涡轮盘。

1.2 整体叶环（无盘转子）制造技术 9yJ?Kju

在推重比 15 ～ 20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用复合材料，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻 70% 。目前正在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。 8s`meqX

1.3 树脂基复合材料构件制造技术 IfT8+l#

树脂基复合材料已广泛用于高性能发动机的低温部件，如 F119 发动机的进气道机匣、外涵道筒体、中介机匣，至今成功应用的树脂基复合材料有 PMR-15 （热固性聚酰亚胺）及其发展型、 Avimid （热固性聚酰亚胺） AFR700 等。最高耐热温度为 290 ～ 371℃ 。 2020 年前的目标是研制出在 425℃ 温度下仍具有热稳定性的新型树脂及其复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术有自动铺带技术（ ATL ）、自动纤维铺放技术（ AFP ）、激光定位、自动剪裁技术、模压成形、树脂传递模塑成形（ RTM ）、树脂膜浸渍成形（ RFI ）、热压罐固化成形等技术。

1.4 宽弦风扇叶片制造技术

宽弦、无凸台、空心叶片是高性能发动机风扇和第一级压气机叶片的发展方向。推重比 10 一级发动机 F119 ， EJ200 均采用了宽弦风扇叶片， GE 公司的 GE90 ，推重比 15 ～ 20 高性能发动机都采用复合材料风扇叶片。

·F119 发动机采用了钛合金风扇叶片，用切削加工方法把钛合金毛坯加工成两个半叶片，再用真空扩散焊连接成一个整体空心平板叶身，最后用超塑成形法加工成最终叶型。

·GE90 复合材料风扇叶片，采用石墨纤维 / 增韧环氧树脂预浸带，用七轴 CNC 自动缠绕机缠绕成叶片。

· 推重比 15 ～ 20 高性能发动机拟采用金属基复合材料风扇叶片，由连续碳化硅纤维增强的钛基复合材料（ TiMMC ）制造，用超塑成形 / 扩散连接工艺制出空心风扇叶片。

1.5 复合冷却层板结构制造技术

多孔复合冷却层板结构是推重比 10 以上发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡轮叶片，它是一种带有复杂冷却回路的多孔层板，用扩散连接方法连接成形的冷却结构，其关键制造技术是计算机辅助设计和绘制复杂冷却回路，用 “ 照相 - 电解法 ” 制成冷却回路，扩散连接成多层多孔层板。由此可知，整体化结构、新型冷却结构等新技术，使发动机诸多零件减轻了质量、降低了成本、提高了效率，从而保证了发动机高推比、高性能的相关要求。

2 新材料构件制造技术出现较大突破

推重比 15 ～ 20 一级的航空发动机要求材料具有耐高温、高强度、高韧性等特性。高性能发动机拟采用很多种类的新材料和新材料构件，尤其是金属基复合材料、陶瓷基复合材料、碳 / 碳复合材料是当前高温复合材料领域开发和应用研究的热点。与其同时进行的高温复合材料构件制造技术正在深入地发展。

2.1 金属基复合材料构件制造技术

SiC 长纤维增强 Ti 基复合材料（ TiMMC ）具有比强度高、比刚度高，使用温度高及疲劳和蠕变性能好的优点。例如德国研制的 SCS-6

SiC/IMI834 复合材料的抗拉强度高达 2200MPa ，刚度达 220GPa ，而且具有极为优异的热稳定性，在 700℃ 温度暴露 2000h 后，力学性能不降低。 TiMMC 叶环代替压气机盘，可使压气机的结构质量减轻 70% 。美国制备的 TiMMC 叶环已在 P&W 的 XTC-65 IHPTET 验证机上成功地进行了验证，能够满足性能要求。英、法、德也研制了 TiMMC 叶环，并成功地进行了台架试验。未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、整体叶环、机匣及涡轮轴将采用金属基复合材料制造。 TiMMC 关键制造技术如下：

（ 1 ）纤维涂层法。用物理气相沉积（ PVD ）将钛合金预涂在增强纤维上，然后将带涂层的纤维铺放在一起，经热压或热等静压成形。此法适合于制备复杂形状的零件，如环、盘、管、轴、叶片等。

（ 2 ）等离子喷涂法。用等离子喷涂法将钛合金粉末喷涂到预先缠绕在滚筒的纤维上，然后取下单层复合材料薄带，进行切割、铺叠、热压或热等静压成形。这种方法难于制备出连续的单层复合材料薄带，不适于制备叶环等需要连续纤维的构件。

（ 3 ）浆料带铸造法。将合金粉末和有机粘接剂混合并涂在平行排列的纤维上作为前驱体，多层叠放并经热压或热等静压成形。在成形前用真空除气法去除有机粘接剂。这种方法虽然简单易行，但是，存在如下不足：钛合金粉末中较高的氧含量，对钛合金的性能极为不利；有机粘接剂造成污染；有机粘接剂去除后纤维的移动导致复合材料纤维分布不均匀。

（ 4 ）箔 - 纤维法。纤维逐根用金属丝或带交叉编织，或用有机粘接剂将纤维固定在钛合金箔上，将钛合金箔与编织好的纤维逐层叠放，经热压或热等静压成形。这种方法微观组织可控，化学成分准确，杂质含量低，但钛合金箔（通常 70 ～ 100μm ）价格贵，纤维分布不均匀，易产生开裂，制造复杂形状零件困难。

2.2 陶瓷基复合材料构件制造技术

推重比 15 ～ 20 高性能航空发动机的涡轮前温度将达到 2?200?K 以上，连续纤维增韧陶瓷基复合材料（ CMC ）耐温高，密度低，具有类似金属的断裂行为，对裂纹不敏感，不发生灾难性的损毁，可代替高温合金作为热端部件结构材料。其中，连续纤维增韧碳化硅复合材料包括 C/SiC 和 SiC/SiC 两种。 C/SiC 和 SiC/SiC 的密度分别为 1.8 ～ 2.1g/cm3 和 2.4 ～ 2.6g/cm3 ， SiC 基 CMC 的最高工作温度为 1650℃ ， C/SIC 和 SiC/SiC 可分别在有限寿命和长寿命条件下使用。 CMC 的应用使发动机大幅度减重，节约冷却气或无需冷却，从而确保发动机高推重比的有关性能。美、英、法等发达国家以推重比 9 ～ 10 发动机（如 F119,EJ200,F414 等）作为 CMC 的演示验证平台，主要演示验证的部件有 SiC 基 CMC 的燃烧室、涡轮外环、火焰稳定器、矢量喷管调节片和密封片等。结果表明， SiC 基 CMC 构件在航空发动机的中等载荷静止件上演示验证成功。此外，美国在 “IHPTET” 第二阶段计划（ 1991 ～ 2000 年）中还研制了多种 SiC 基 CMC 构件，如整体燃烧室、导向叶片、涡轮转子和整体导向器，在第三阶段计划中，将重点应用考核整体燃烧室和整体涡轮等构件。 SiC 基 CMC 的关键制造技术包括纤维预制件的设计和制造、 SiC 基体的致密化技术、纤维与基体间界面层和复合材料表面防氧化涂层的设计与制造以及构件的精密加工等。复合材料的制造方法有化学气相浸透法（ CVI ）、先驱体浸渗热解（ PIP ）、反应性熔体渗透（ RMI ）、反应烧结（ RS ）、热压烧结（ HPS ）等方法。其中 CVI 法最具竞争力，可覆盖基体、界面层和表面涂层的制备。

2.3 碳 / 碳复合材料构件制造技术 d\S\0 3

碳 / 碳复合材料（ C/C ）的最显著的优点是耐高温（ 1800 ～ 2000℃ ）和低密度（约 1.9g/cm3 ），可能使发动机大幅度减重。美、法、俄等研制的 C/C 复合材料部件有燃烧室喷嘴、加力燃烧室喷管、涡轮和导向叶片、整体涡轮盘、涡轮外环等。美国将整体涡轮盘在 1760℃ 进行了地面超转试验。 C/C 构件的关键制造技术包括碳纤维预制体的设计与制备、 C/C 的致密化技术和 C/C 防氧化涂层的设计与制造。 C/C 致密化方法有化学气相浸透法（ CVI ）和液相浸渍法，液相浸渍法包括树脂浸渍炭化法和沥青浸渍炭化法，发展的方向是提高致密化速率，降低制造成本。由于航空发动机用 C/C 构件要满足富氧燃气环境下长寿命工作的要求，所以必须解决 C/C 抗氧化的问题。通过设计和制备防氧化涂层是改善 C/C 抗氧化性的主要途径，也是国际研究的热点，目前尚未取得突破性进展。由上可见，与现行推重比 8 的发动机相比，新材料构件不管在结构设计、制造技术方面，还是在整体质量方面，都有较大突破，因此可确保推重比 15 ～ 20 等高性能的实现。

3 新工艺技术成为现代航空发动机发展的重大关键制造技术，并得到广泛应用

3.1 先进精密毛坯制造技术向近无余量成形方向发展

先进精密毛坯制造技术主要有：

压气机叶片精锻；定向凝固空心无余量精铸叶片；单晶合金精铸涡轮叶片；多联空心叶片整体铸造；双层壁冷单晶叶片（高效发散气冷单晶叶片）精密铸造；高温合金薄壁大型复杂机匣精铸（外形尺寸可大于 1000mm ，壁厚减薄至 0.8 ～ 1.25mm ）；整体铸造钛合金机匣；喷射成型涡轮盘、环形件；精密轧制高温合金、钛合金环形件；钛合金整体叶盘采用热等静压法将粉末钛合金和精锻叶片复合成形为整体叶盘；采用不同部位施加不同变形量的形变热处理方法，获得双重组织和性能的盘件；钛合金薄壁大型复杂机匣精铸及热等静压处理；高温合金整体叶盘热等静压复合成形，采用热等静压工艺将粉末高温合金盘件和精铸叶片扩散连接为整体叶盘结构。