先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势

先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势

一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与

技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。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，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。目前，整体叶盘的制造方法主要有：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；热等静压法等。在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20 的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的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叶盘。2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，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。推重比15~20 高性能发动机，如美国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。英、法、德研制了TiMMC 叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。3 大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。4 发动机机匣制造技术在新一代航空发动机上有很多机匣，如进气道机匣、外涵机匣、风扇机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、涡轮机匣等，由于各机匣在发动机上的部位不同，其工作温度差别很大，各机匣的选材也不同，分别为树脂基复合材料、铁合金、高温合金。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基复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术是集自动铺带技术（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于一体的综合技术。5 宽弦风扇叶片制造技术英国罗·罗公司成功开发出遄达系列的超塑成形- 扩散连接发动机宽弦风扇转子叶片，引起了国际航空界的高度重视，此类空心叶片的轻质量、高结构效率使航空发动机的综合性能得到显著提高。如今，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。现在宽弦风扇叶片主要采用超塑成形- 扩散连接（Superplastic Forming/Diffusion Bonding，SPF/DB）技术。与传统工艺制造的零件相比，SPF/DB 组合工艺技术具有重量轻、成本低、效益高、整体性好、成形质量高等优点。目前国外正在研究的推重比15~20 高性能发动机的金属基复合材料风扇叶片，是一种空心的、用连续碳化硅纤维增强的钛基复合材料（TiMMC）制造，采用超塑成形/ 扩散连接工艺制出空心风扇叶片。6 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。二、新材料构件制造技术推重比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。高性能发动机已经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。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 关键制造技术有、纤维涂层法、等离子喷涂法、浆料带铸造法、箔- 纤维法。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2200K 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。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 的验证平台，主要验证的部件有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，甚至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。3 碳/碳复合材料构件制造技术碳/ 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