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发帖数: 872 | 1 中国高推重比涡扇发动机核心机研制内幕
最有质量的马甲
发表于：2014-01-12 14:22
从设计和验证一个个零件开始，完成了高推重比核心机的高压压气机、主燃烧室、
高压涡轮三大核心部件和轴对称矢量喷管的研制……
揭秘我国高推重比涡扇发动机核心机研制历程
如果把现代作战飞机比作高科技的皇冠，那么航空发动机就是这顶皇冠上的明珠。
目前世界上能够设计、制造飞机的尚有10多个国家，而能够独立自主研制航空发动机的
则仅有少数几个国家。纵观美、俄、欧先进涡喷、涡扇发动机的研制，无一不是从预先
研究开始，先通过核心机研制，再通过验证机研制发展而来。所谓核心机，就是燃气涡
轮发动机中由高压压气机、燃烧室、涡轮三个主要部件及有关附件组成的发动机核心部
分。在核心机的基础上经必要的修改后，配上风扇、低压涡轮、加力燃烧室、控制系统
和传动系统等相应的部件就可以研制出军用涡扇发动机、民用涡扇发动机、舰船用燃气
轮机等一系列发动机。世界上航空发动机型号虽然种类繁多，但是核心机就那么几台，
由此可知核心机的重要作用。航空发动机核心机技术是一个国家的最高技术机密之—，
它们对外都是严密封锁的，在这种情况下，我国的高推重比涡扇发动机核心机又是如何
研制出来的呢?
一、预先研究，初尝战果
从上世纪五十年代后期起，我国开始探索自主研制航空发动机的途径，虽历经艰辛
，却没走到形成装备这一步，—直在靠进口、仿制、改型来满足新研军机对航空发动机
的急需。但是能够买得到的只是三、四流的技术和产品，连二流的也买不来，更不要说
一流的了。直到今天，我国在役的航空发动机或多或少都还带有外国血统。如果中国要
造自己的先进战斗机，那么首先就必须有自己的航空发动机，这样才不至于在关键领域
受制于人，因为武器装备对任何国家来说都具有“敏感性”，任何一个国家都不会无私
地用自己的技术去“武装”其他国家。为此，我国在研制新一代战斗机的同时就启动了
高推重比涡扇发动机的研制
高推重比涡扇发动机是我国第一个计划从预先研究开始，然后发展成为型号，并且
装机背景明确的航空动力重点工程。它相对于我国在役和其它在研的航空发动机来说，
又是一个技术全面跨代的航空发动机。因而，它对我国走完自主研制航空发动机全过程
，对缩小与西方发达国家的差距，为新一代战机提供合格的动力装备，都负载着巨大的
重托和期盼!“十年磨一剑”，上世纪九十年代末，我国高推重比涡扇发动机的预先研
究，基本完成了其零部件研制、一系列技术支持性试验以及核心机的方案设计，实现了
预先研究阶段的研制目标。正当主研制单位中国一航燃气涡轮研究院打算歇口气时，新
一代战斗机和与之配套的高推重比涡扇发动机一起被列为国家重大科研突破项目。任务
很明确，进行高推重比核心机的研制，为之后的验证机和型号研制奠定基础。高推重比
涡扇发动机核心机，是我国从未登顶过的航空动力高峰，而横在攀登者面前的是160余
项关键技术构成的雄关险隘。
二、勇闯高压压机难关
高推重比核心机作为工程研究，“既要先进性，又要可实现性”，也就是说它的所
有性能和技术指标既要达到高推重比航空发动机级别的要求，又要在中国人自己手中造
出来。高推重比核心机的研制，首先需要通过无数次“技术支持性试验研究”，然后进
行理论推导和计算，最后再设计和制作成一个个试验件做各种试验，在取得科学的数据
、掌握一项项新技术后，再用以支持和验证设计这些前人还不曾有过的探索性实践，对
中国航空科研人员来说无疑是一个极大的挑战。其中，高压压气机是航空发动机中最关
键、技术最复杂的部件，在航空工业界素有“有了合格的高压压气机，就能设计航空发
动机”之说。西方航空强国的高压压气机的研制，通常要通过多轮修改设计才有可能达
到设计指标。在我国高推重比核心机高压压气机的第一轮设计中，由于两项技术性能没
有达标，从而成了研制道路上的第一只拦路虎。以致于有一段时间，一些协作单位连高
推重比核心机的技术讨论会议也不参加了，因为国际国内都有过的前车之鉴使他们怀疑
这一项目能否继续下去。在这种出师不利的局面下，著名航空动力专家、中国一航燃气
涡轮研究院总设计师、高推重比核心机总设计师组组长江和甫深入到每一位科研人员的
办公室和家庭，耐心地做他们的思想工作，给科研人员鼓气： “科研是一个认识、实
践、再认识、再实践的过程，如果没有今天不达标的压气机，哪有日后完全达标的压气
机!”一位六旬老人尚且百折不挠、韧性求索，年轻人没有理由不奋力争先。
增强了信心后的科研人员鼓足干劲，马上投入到高压压气机的修改设计之中。在之
后的100多天里，科研人员修改设计的方案多达几百个，尔后又进行了一次又一次的优
化、筛选并最终确定了一个方案，仅半年就完成了高压压气机的修改设计。通过修改设
计后的高压压气机，经试车台试验验证，所有的性能指标都达到了设计要求，有多项指
标甚至还超过了设计要求。当初，业界专家估计这台压气机至少还要经过两轮以上的修
改设计才有可能达标。但后来还是这些专家，却在评审中作出了这样的评审结论：这是
一台具有国际先进水平，满足高推重比涡扇发动机工程运用的压气机。
三、大胆使用新材料
运用新材料，是实现航空发动机先进性的一个途径。一些新材料的研究是与高推重
核心机的研制同步进行的。然而，有了新材料，不等于就能达到先进性。况且，处在研
制过程中的新材料还有很多不足。在高推重比核心机上使用一种钛合金材料就很让设计
人员费了—番心思。这种材料，蠕变性能好，热稳定性能就不好：热稳定性能好，蠕变
性能就不好，两者不能兼顾。针对不同部件的不同要求，科研人员作了许多分别侧重蠕
变性能或热稳定性能的技术试验，如期使这一材料在高推重比核心机上得到了成功运用
。此外，高推重比核心机涡轮前的温度，要比它上一代发动机的温度高出200度，单从
我国现有材料的承热能力或设计技术看，都无法达到指标。在这种情况下，科研人员—
方面进行技术攻关，提高部件冷却效果，另一方面选用新近研制出来承热能力高的材料
来制作涡轮部件，提高其承热能力，经过坚持不懈的努力，最终使涡轮部件承受住了设
计温度
四、突破粉末合金盘技术
粉末合金盘是高推重比核心机中的又一个关键部件，而夹碴数量是粉末合金的一个
关键技术指标。当时，这一材料的国内两家研制单位，对夹碴的评定技术方法分歧很大
。如果两家相持不下，或不用这—材料，高推重比核心机研制就会因此而搁浅。作为高
推重比核心机总设计师组组长的江和甫于是把两家单位找到一起进行认真的研究讨论，
终于形成子—致的夹碴评定技术方法。在江和甫的科学技术决策指导下，高推重比核心
机上采用了大量的新材料，不仅有力地推进了研制工作，还带动了我国这一领域新材料
的发展。
五、打破常规，着眼未来
航空发动机的研制，是按预先研究、核心机研制、验证机研制、型号研制分阶段进
行的，各个阶段的研制目标各有不同。
核心机研制的目标主要是掌握设计性能;只是为了满足台架试车，验证其气动性能
和设计技术，因此核心机的工作寿命只需要几十小时，对各个部件和整机的重量也没有
严格要求。
而我国高推重比核心机的目标是研制符合工程运用的核心机，其结构、强度、重量
、寿命和可维修性要完全符合装备要求，包括高空、高速在内的“全飞行包线”的所有
空中状态都要能正常工作，寿命需要达到上千小时，这无形中提高了设计标准。因此，
在高推重比核心机研制阶段，还需要开展大量的验证机阶段甚至是型号阶段才开展的工
作，这样下来，高推重比陔心机设计方案本身就成为一个满足验证机要求的方案。就外
观来看，高准重比核心机也不再是传统意义上只有高压压气机、主燃烧室、高压涡轮三
大核心部件的核心机，它还配备了外涵道等部件，这是以前的核心机所没有的。而一些
技术性能和材料的使用，更是按型号机来考虑的。从高推重比核心机的顶层方案设计伊
始，还综合考虑了将来向大型运输机动力以及地面燃气轮机发展。
不仅如此，总设计师组组长江和甫还提出了“第一台核心机要上高空台试验”的研
制决策，这又是一个打破航空发动机研制惯例的做法。按照惯例，航空发动机在核心机
研制阶段，要用好几台核心机来分别验证不同的设计性能，而第一台核心机只作地面台
试验。“第—台核心机要上高空台试验”给本来就十分困难、技术风险非常大的高推重
比核心机研制又增添了很多困难和技术风险。江和甫这样做，不是没有人劝过他：“研
制核心机就干核心机的事，别去冒那么大的风险，拿到设计性能就行了。”而他的老同
事更是专门找他相劝：“老哥，按部就班地走下去，你的形象照样很好，你还能干几年
?出了事就毁了你一辈子的声誉。”但是在航空发动机研制领域求索了40多年的江和甫
，曾经成功地改进过涡喷-6、涡喷—7发动机，并且作为总设计师，主持完成了涡喷—
13系列发动机的后期研制。这一系列型号航空发动机，至今仍是我国主战歼击机的动力
。此外，作为第一总设计师，他还主持完成了我国首台拥有完全知识产权的航空发动机
核心机—中等推力涡扇发动机核心机的研制。我国几个主要歼击机的发动机里，都有他
亲自设计的零部件或是由他牵头江和甫已是一位功成名就的航空动力专家了，到了事业
快要画句号的年龄段，要是栽个大跟头，说的不好听，那简直是“晚节不保”。
江和甫不是没有想过自己在其中的利害得失，他在高推重比核心机研制中自己给自
己加压，一个重要原因是，可以尽可能多、尽可能早地暴露研制中的问题。按照他的话
说：“尽量把问题暴露在前期，才有时间去攻关和解决，不然，后面工作的难度和技术
风险将会更大。
正是凭着中国科研人员这种相信技术、大胆创新、不畏艰难的勇气和决心，为以后
成功解决各种技术困难打下了坚实基础。
六、“顺利”通过地面最大工作状态
高推重比核心机在地面台第二阶段的一次试验中出现了油气烟雾，现场的气氛骤然
紧张，很多参试人员一时不知所措。科研人员后来通过分析认为，这是在高转速条件下
形成的正常现象，并不是燃油泄漏。停车后经检查和分析，这—判断非常准确，地面试
验才得以继续。否则的话，如果把试验停下来，通过分解高推重比核心机来找原因，要
耽误好几个月时间。
高推重比核心机地面最大工作状态试验是研制中的重要一环，要达到这一状态，就
要通过“共振区”，这是任何航空发动机研制进程中的一道坎。是否能够通过，就要看
高推重比核心机的设计、结构、强度和控制系统等是否能经得起全面的综合考验。
在涡轮院地面试车台上，高推重比核心机进发出有节奏感，一阵紧似一阵的，如同
战机冲刺长天一样的啸叫!操作屏前，技术人员紧盯着计算机荧屏上反映高推重比核心
机工作状况的绿色曲线，目不转睛地望着各种仪器、仪表，个个屏声敛气。来宾观摩室
里，前来考察这次试验的上级领导，军方使用业界专家，有的站起来，有的离开座位走
到大屏幕前，近距离地观察高推重比核心机的运行状态，关切之情都写在了脸上。随着
油门杆缓缓向上推移，高推比核心机发出的啸叫越来越紧凑，反映推力的绿色曲线平滑
地通过了“共振区”，一路攀升，直到最大状态的顶点。试验顺利成功了!这是一个载
入我国航空工业史册的时刻—我国自主研制、技术跨代、具有国际先进水平的高推重比
核心机地面试验达到最大状态，标志着中国最先进涡扇航空发动机的研制又迈过了—重
雄关!而为了这一刻，一航涡轮院和我国 50余个参研单位的数千名科技人员已经为之整
整奋斗了15年。此后科研人员并没有因为“一点点”胜利而沾沾自喜，而是一鼓作气，
又顺利完成了地面台上的全部试验。我国高推重比涡扇发动机核心机由此诞生
七、结语
15年来，一航涡轮院和参研单位的数千名科技人员合力攻坚，从摸索和突破一项项
关键技术着手，从设计和验证一个个零件开始，一步一个脚印，完成了高推重比核心机
的高压压气机、主燃烧室、高压涡轮三大核心部件和轴对称矢量喷管的研制，先后经历
了方案设计，直至核心机技术设计—核心机工程图设计和相关技术文件的编制并下厂加
工—核心机总装—核心机在涡轮院地面台上点火一次成功并顺利推到慢车状态 —试验
达到地面最大状态—地面台上的全部试验。高推重比核心机的研制迎着风雨艰辛，一路
走来，创造了80余项国内航空发动机研制的第一。高推重比核心机研制的顺利成功，在
中国航空发动机研制史上写下了浓墨重彩的一笔。
高推重比核心机的研制成功，为我国在登顶高推重比航空动力高峰过程中建立起了
“大本营”，有了这一“大本营”，我国一定能够如期征服高推重比涡扇航空发动机的
高峰，把我国的新一代战机送上蓝天
21世纪高推重比发动机要求减轻结构重量，降低研制和制造成本，这对制造技术提
出了更加苛刻的要求，使发动机结构工艺性更加恶化。为此，国外将研究出全新的制造
技术群
以F119发动机为代表的 推重比10一级的发动机将成为以F-22为代表的第四代战斗
机的动力装置。预计2020年以前，发动机推重比将提高至15～20，许多关键技术前期研
究项目已经取得成果，不少已在XTC16/1A 核心机和系列化的先进涡轮发动机燃气发生
器验证机上进行了验证。在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力
和推重比，必须减轻发动机结构重量，提高发动机的结构效率和燃气温度。为此，除改
进发动机设计方法外，还发展和采用了先进的轻质高性能材料与高结构效率的整体、轻
量化结构。因而，使发动机的结构工艺性、可加工性和可生产性进一步恶化。为此，国
外相继研发了一系列关键制造技术。
宽弦风扇叶片制造技术
F119和EJ200等推重比10一级的发动机均采用宽弦风扇叶片。F119的3级风扇叶片均
为宽弦叶片。宽弦无凸台风扇叶片可有两种选择方案，即钛合金风扇叶片和复合材料风
扇叶片。F119采用PW E3发动机的方案，即用钛合金毛坯经切削加工成两半叶片，用真
空扩散焊接成一个整体空心平板叶身，然后在真空炉内通过蠕变、弯扭初步成形，最后
经超塑成形至最终叶型。美国普惠公司和汉密尔顿标准公司联合研发了复合材料风扇叶
片。目前研发的复合材料风扇叶片主要有：
1。钛梁-环氧树脂基复合材料蒙皮壳体结构，壳内填充泡沫;
2。全复合材料风扇叶片，一旦通过耐久性试验，可用作高性能发动机的风扇叶片;
3。目前正在研究推重比15～20高性能发动机的复合材料风扇叶片，它是一种空心
的、用连续碳化硅纤维增强的钛金属基复合材料(MMCS)制造成的叶片，是用超塑成形/
扩散连接工艺制造的轻质量、高刚度、高耐冲击破坏强度的空心风扇叶片，可使发动机
结构重量减轻14%。这种复合材料风扇叶片选用的碳化硅纤维材料是SCS-6，基体材料是
Ti-6Al-4V。SCS-6/Ti-6-4钛基复合材料的纵向抗拉强度和抗疲劳强度优于其他备选材
料，碳化硅纤维标称直径为0。142毫米。首先，将SCS-6纤维制成经固化的SCS-6/Ti-6-
4钛面板，再用此面板加工成楔形板，用钢模和超塑成形/扩散连接工艺将面板制成型板
，然后，进行尺寸检测和无损检验，经质量检查合格后，将若干个型板按风扇叶片的尺
寸要求制成叠板组件，最后进行超塑成形/扩散连接。叶片蒙皮厚度从叶根至叶尖递减
。蒙皮制造方法是，将单向排列的SCS-6纤维与钛交织成编织物(用钛箔控制纤维间隔)
，按照厚度要求确定蒙皮层数，最后在热等静压罐内固结。金属基复合材料风扇叶片的
制造过程大致如下：先制成蒙皮面板→制成叠板组件→扩散连接(在热压罐内)→扭转弯
度成形→超塑成形→无损检验→表面光整加工。
在综合高性能涡轮发动机技术计划(IHPTET)的第一阶段中，在XTE65/2验证机上试
验了一种用Ti-6Al-4V钛合金制造的带后掠角、小展弦比、无凸台的风扇叶片，其效率
和喘振裕度均高于现役先进发动机的风扇叶片。其制造方法未见报道，估计采用多坐标
计算机数控加工技术制成。
整体叶盘制造技术
推重比10发动机的压气机和涡轮采用整体叶盘结构，如F119和EJ200的风扇与压气
机为钛合金整体叶盘结构，涡轮采用高温合金整体叶盘结构;F120、F414-400发动机的
第2、3级风扇和压气机前3级也采用整体叶盘结构。有的F119压气机转子也采用ALLOY-C
型阻燃钛合金整体叶盘。ALLOY-C型钛合金不但具有良好的阻燃性能，而且具有良好的
高温变形、冷轧、延展、焊接和铸造性能，其钣金成形延展率可达40%～50%。目前，制
造整体叶盘有以下技术途径：
电子束焊接法-- EJ200即采用此法制造，即先将单个叶片用电子束焊接成叶片环，
后用电子束焊接技术将锻造和电解加工成形的轮盘腹板与叶片环焊接成整体叶盘结构。
这种整体叶盘结构比传统的榫头连接的叶盘转子结构重量减轻30%，并可根除榫槽断裂
危险。此方案采用的制造技术有电子束焊接技术、锻造技术、电解加工技术，以及线性
摩擦焊接修理技术。
锻接法(用锻压植入叶片+扩散连接)--普惠公司试用锻接法制造整体涡轮转子。锻
接法是用局部加热法将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上。涡轮盘轮缘局部
加热至变形温度后，用待连接的单晶叶片在局部加热的轮缘连接部位施压，使局部加热
区域产生变形，即将叶片植入轮缘内的同时进行扩散连接过程，将叶片牢固地连接在涡
轮盘的轮缘内。
锻接法的关键是正确有效地控制局部加热变形参数(温度、压力、变形量)，这对叶
片与轮盘之间消除松动、产生完全致密的高强度结合面是非常重要的。用此法制造的整
体叶盘结构必须确保锻接过程中，叶片始终准确定位，并始终保持定位的位置。普惠公
司已研究出叶片/盘的锻接工具，可准确地保持叶片的正确位置。
锻接工艺可有效用于超级耐热合金和钛合金之间的连接和修补，可用于风扇、压气
机和涡轮整体叶盘结构的制造、修补和更换叶片。
五坐标计算机数控加工或电解加工技术--整体叶盘结构的制造还可采用经模锻的高
温合金或钛合金实体整体叶盘毛坯经五坐标数控加工技术或数控电解加工技术成形。此
种方法要切掉大量金属材料，价格昂贵，加工时间和制造周期长。
线性摩擦焊接(LFW)法--用线性摩擦焊将叶片焊接在轮盘上，可节省大量叶片的连
接件和结构重量。它是先将叶片夹紧在轮缘的叶根上，并使轮盘周向以高速振动，在叶
片和轮盘叶根界面产生一个窄的摩擦加热区，当加热区的温度达到要求的温度时即停止
振动，叶片与轮盘固定直至固结在一起。此法要比用实体毛坯加工法更经济。欧洲战斗
机的EJ200 发动机的3级低压压气机的整体叶盘是线性摩擦焊接技术成功应用的顶极标
志。目前罗-罗公司和 MTU公司已用 LFW技术成功地制造了宽弦风扇整体叶盘，并将为
JSF的发动机提供LFW整体叶盘。用LFW技术可从发动机上更换掉被鸟撞损坏的叶片，也
可用LFW技术将叶片与用不同材料制造的轮盘焊接在一起，以获得最佳的减重效果。
整体叶环制造技术
推重比15～20高性能发动机，如 XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机
为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。目
前正在研究的整体叶环结构制造技术是一种用单长丝缠绕金属基复合材料结构的制造技
术。用连续单根碳化硅长丝增强的钛合金金属基复合材料制造的压气机整体叶环转子可
以减少70%整体叶环转子结构的转动质量，而且可以提高高温性能。用单根长丝增强的
钛合金金属基复合材料制造的整体叶环是用直径为100微米或更粗的碳化硅连续长丝，
长度为25千米，在钛合金基体上缠绕成形而成。所用的长丝是在钨丝或未拧成丝束的单
根碳纤维外表面用化学气相沉积工艺沉积一层硼化硅或碳化硅陶瓷，再将数根碳化硅纤
维拧成纤维束制成连续的长丝。单长丝增强的复合材料在高温下在沿纤维方向具有很高
的比强度和比刚度。目前有几种方法可以获得选择性增强的铝合金、钛合金、金属间化
合物合金。如，在合金箔板之间排列铺放单向纤维束制成叠层板，然后用扩散连接方法
将叠层板固结成整体构件。另一种方法是按要求采用在表面涂有基体金属的单根长丝制
成长丝缠绕结构，然后用扩散连接方法将长丝缠绕的结构固结成整体构件。
目前，最常用的长丝表面涂敷方法有两种，其一，在纤维绕成纤维束的过程中用等
离子喷涂方法将所要求的基体金属喷涂在纤维束的表面。其二，在长丝缠绕和固结之前
，用物理气相沉积方法将基体材料沉积在缠绕的长丝表面。长纤维束排列铺放已经实现
计算机控制的自动铺放。纤维束自动铺放是一种新型的复合材料制造技术。纤维束自动
铺放机像纤维缠绕工艺一样把单根或多根纤维束材料缠绕在旋转芯轴上，亦可将多根纤
维束在张力近乎为零的情况下直接铺放到模具表面。这种单长丝缠绕增强的复合材料在
21世纪高推重比、高性能发动机中的应用具有很大的潜力，可以大幅度提高发动机的性
能，降低结构重量;未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、压气机和涡轮整体叶环
，以及涡轮轴、压气机机匣也将广泛采用这种复合材料制造。通常发动机的低温部件，
如轴和机匣以及低压转子等采用单长丝增强的、以标准钛合金为基体材料的复合材料制
造;而高温涡轮部件则用单长丝增强的金属间化合物合金为基体的复合材料制造。目前
，正在原型发动机上对单长丝增强的金属基复合材料部件的性能进行评估。
另外，在IHPTET计划第2阶段中的新的核心机压气机上，将采用高温钛合金Ti1100
钛合金代替Ti6Al4V制造整体叶环，而压气机静子将采用 TiAl金属间化合物制造，可使
耐热性能提高到700℃～800℃，减轻50%的结构重量，同时不易着火。Ti1100钛合金整
体叶环结构的制造技术尚未见透露，估计采用锻坯加多坐标数控加工或数控电解加工技
术制造。
复合层板冷却结构制造技术
多孔复合层板冷却结构是高推重比发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡
轮叶片。它是将带有复杂冷却回路的Lamilloy多孔层板用扩散连接方法成形的冷却结构
。多孔复合层板冷却结构的关键制造技术是复杂冷却回路的计算机辅助设计和绘制、"
照相-腐蚀"或"照相-电解"工艺，也可用激光和电子束等特种工艺加工。
新型封严结构制造技术
推重比8一级发动机采用蜂窝封严结构，推重比10一级发动机采用丝刷封严结构。
F119和EJ200采用刷式封严结构。它是由一组紧密捆在一起的直径为 0。0136毫米金属
丝鬃毛和内外夹板组成，鬃毛夹在内外夹板之间。鬃毛在轴的旋转方向偏置一个角度以
减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角度可使鬃毛弯曲而不致折损，保持良好的封严
性能。刷式封严结构对选材、制造、装配和使用都有严格的要求。1955年刷式封严首次
试用于J47发动机，但未成功。 1983年用于RB199发动机，通过定型试验，但未采用。
90年代初，在V2500、EJ200等发动机上应用。艾利逊公司为高性能发动机研究的刷式封
严装置的鬃毛材料为Hanynes25，封严板材为Nimonic75，鬃毛直径0。071毫米、倾角为
450、刷子径向高度为7。26毫米、鬃毛表面经磨削处理，发动机轴轴径表面涂敷氧化铝
涂层。鬃毛和封严板(内外夹板)采用压制、烧结高温钎焊或扩散连接方法制成刷式封严
结构。鬃毛的拔制工艺和封严结构的详细制造工艺至今未见报道。
浮壁式火焰筒制造技术
推重比10一级发动机涡轮前温度达到 1500℃～1700℃。艾利逊公司研究了用
Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁火焰筒结构。普惠公司研究了用玻璃陶
瓷基复合材料制造浮壁式火焰筒结构。F119采用的浮壁式火焰筒结构是用多环段连接而
成。环段背向火焰一面对流散热的凸环，并有缝隙形成冷却隔热气膜，隔热环是由浮动
片组成，并用螺栓连接在外环段上。浮动片用精密铸造而成，而冷却隔热环局部喷涂热
障涂层，以降低部件表面温度。
大型整体构件超薄壁厚精密铸造
精密铸造技术对减轻高推重比发动机结构重量和降低制造成本起着极其重要的作用
。用精密铸件取代由多个零件组成的组件可以减少零件/连接件数量，节省工时，减轻
结构重量。为了提高推重比，高性能发动机的燃气发生器扩压器是采用低密度轻质高温
材料γ-Ti3Al合金精密铸造而成的。
由于现有铸造技术的限制造成发动机零件超重，出现超设计零件，使许多零件必须
经过多道工序和后置处理工序才能完成零件的制造。美国普惠公司与艾利逊公司(后被
罗-罗公司收购)推出一种超薄壁厚精密铸造工艺制造F119单晶整体过渡进气道扇形段，
其最小壁厚仅有0。25毫米。这种技术大大简化了零件制造过程，仅需要一道精密铸造
工序即可完成薄壁整体构件的制造，可取消许多后续加工工序，减少零件数量、减轻零
件的结构重量和降低制造成本。采用这项技术可将由 69个分离件组成的F119的过渡进
气道扇形段铸造成一个整体件，预计可使每台F119减重6。8千克，后续工序由6道减为2
道。此项技术是美国"可买得起，可重复生产先进战斗机计划"的一部分。美国空军要求
在本项技术中引入快速响应技术，并将此项技术推广应用于其他航空产品和民用产品零
件的制造。目前这项技术已经得到验证。另外，美国莱特实验室与普惠公司和艾利逊公
司签订了650万美元合同，以改进镍基合金超簿壁厚精密铸造工艺。此项合同的研究重
点是制造形状更加复杂(如扭转形状)和尺寸精度要求更高的零件。
目前，国外树脂基复合材料构件制造过程已经实现自动化，并采用自动控制系统完
成铺放纤维和树脂转移造型。自动化RTM成形技术可以降低纤维铺放成本、生产形状复
杂的构件和提高生产可重复性，并可将材料消耗降低到最小程度。先进的自动化纤维引
导铺放、树脂膜浸渍和真空辅助RTM造型技术，为21世纪生产低成本、经济可承受的飞
机和发动机提供了先进的制造技术，可以广泛用于复杂几何形状、大尺寸、厚截面和高
精度构件的制造。采用自动化纤维铺放技术可以取代手工铺放，降低成本38%，减少劳
动工时60%，减少零件数量80%。与RTM相关的工艺技术如树脂膜浸渍技术(RFI)和真空辅
助树脂转移造型(VARTM)技术尚在发展之中。
精密制坯技术
新一代航空发动机结构发展的趋势是减少零件总数(减少60%)，从而达到减轻结构
重量、提高推重比和降低成本(降低25%～30%)的目的。因此，这些发动机的毛坯构成将
发生重大变化。趋势是铸件、精锻件、单晶和定向凝固精铸件的用量大大增加。预计，
一般锻件由77%降至33%，铸件由18%增至44%，粉末冶金件由3%增至8%，复合材料构件由
4%增至15%。
精密制坯技术已广泛用于发动机零件制造。用石蜡铸型可一次铸出钛合金件。精密
铸造和精密锻造采用CATIA软件、预测模型和计算机模拟技术实现了"实体造型"以及铸
、锻过程用计算机模拟仿真，这些技术提高了金属填充和凝固质量，消除了疏松和避免
了热裂，并可取代常规的试铸法，从而提高了精密铸造和精密锻造质量与效率，降低了
成本。
定向凝固和单晶精铸
定向凝固和单晶精铸技术已经成为推重比10以上高性能发动机关键制造技术之一。
目前使用中的单晶叶片是第二代空心无余量单晶叶片，即采用定向凝固经时效处理加防
护涂层的对开式空心超单晶叶片。国外主要发动机公司均已经建立定向凝固和单晶涡轮
叶片精铸生产线，其叶片单面余量已稳定在0。05-0。1毫米，涡轮叶片合格率可达70%
以上，导向叶片达90%以上。
国外已批量生产叶身无余量的各种尺寸的叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精
铸件，如：批量生产直径1300毫米、壁厚1～2毫米(最薄0。5毫米)的钛合金精铸机匣;
现役发动机已普遍采用的精铸单晶空心叶片和超塑性锻造粉末高温合金涡轮盘;美国
Howmet公司已生产100多种100多万件精铸单晶叶片。此外，国外还在研究尺寸达2000毫
米的精铸件和已研究成功复杂内腔的单晶叶片与双性能涡轮盘。
高推重比发动机的锻件占结构重量55%以上。精密锻造技术已经成为高性能发动机
的关键制造技术。目前，国外已批量生产投影面积1。2～3。5平方米的各种材料的大型
模锻件，并已研究成功投影面积5。16平方米的钛合金模锻件。另外，正在研发的有：
用等温锻造技术制造带叶片的压气机整体叶盘转子;用粉末冶金超塑热等静压和等温锻
造精化技术制造具有无偏析超细晶粒及难以成形的锻件毛坯，材料利用率可提高4倍。
精密锻造精度和质量主要依靠计算机对锻造过程进行控制，以获取最佳的锻件精度和质
量。
快速凝固粉末冶金制坯
快速凝固技术已广泛用于制造叶片，可提高涡轮前温度200℃。目前正在研究快速
凝固层板涡轮叶片，即用快速凝固粉末先制出叶片层板，然后用扩散连接技术将多层层
板固结成叶片。用此法可以制成具有冲击、对流和气膜组合式冷却结构的复合层板冷却
的涡轮叶片。这种叶片可使涡轮前温度提高到1730℃。
国外在大力发展电子束熔炼法、氮等离子旋转电极法、氮雾化，并分别用于制取超
强度高温合金粉末、超强度钛合金粉末和超强度铝合金粉末。采用快速凝固技术可降低
粉末合金元素偏析和提高合金的固熔度。
热障涂层技术
高推重比发动机结构中将大量采用以热障涂层技术为代表的先进涂层技术。热端部
件采用热障涂层以提高结构强度，其中有陶瓷涂层和多层隔热层。陶瓷热障涂层需先在
零件表面喷涂MCrALY底层以提高结合强度。多层复合隔热涂层是在基体金属表面钎焊一
层柔性金属纤维结构(材料为HFe22。5cr5。 5SiO0。1C)，可减少冷却气流80%。涡轮工
作叶片和导向器的隔热涂层采用低压等离子喷涂涂敷，也可以采用电子束物理气相沉积
(EB-PVD)涂敷。发动机冷端部件均采用封严涂层、耐磨和防腐蚀涂层。涂敷方法多采用
等离子喷涂、火焰喷涂、爆炸喷涂、超音速火焰喷涂和真空等离子喷涂。
中国的发动机业还有很长很长的路要走!! | T*R
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