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1、NUM:NUM:1 1ProNextReturnExitNUM:NUM:1 1 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit第七章 新工艺、新材料及应用介绍NUM:NUM:2 2ProNextReturnExitNUM:NUM:2 2 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 发动机故障最高的是热端部件。对于非加发动机故障最高的是热端部件。对于非加力涡扇发动机，燃烧室故障点力涡扇发动机，燃烧室故障点30.7%30.7%、高低压涡、高低压涡轮占轮占30.5%30.5%、风扇及压气机占、风扇及压气机占13.5%13.5%、扩压器占
2、、扩压器占11.7%11.7%、燃油系统占、燃油系统占3.1%3.1%、轴承及润滑占、轴承及润滑占3.3%3.3%、附属系统占附属系统占3.1%3.1%、其余占、其余占4.1%4.1%NUM:NUM:3 3ProNextReturnExitNUM:NUM:3 3 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 航空发动机发展水平，或者说航空工业的总航空发动机发展水平，或者说航空工业的总体水平，其关键在于气动热力学、轻结构设计、体水平，其关键在于气动热力学、轻结构设计、高压比压缩系统、高温燃烧室和涡轮、低信号多高压比压缩系统、高温燃烧室和涡轮、低信号多功能喷管、试验
3、技术、电子控制系统和耐高温轻功能喷管、试验技术、电子控制系统和耐高温轻质复合材料及耐高温涂层。质复合材料及耐高温涂层。NUM:NUM:4 4ProNextReturnExitNUM:NUM:4 4 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit第一节第一节 新材料新材料 航空工业的发展，航空发动机的进步，材料航空工业的发展，航空发动机的进步，材料则是重点之一。将研究和广泛使用当前发动机还则是重点之一。将研究和广泛使用当前发动机还尚未使用过的先进聚合物基复合材料尚未使用过的先进聚合物基复合材料(PMC)、金、金属基复合材料属基复合材料(MMC/IMC)、陶瓷基复合材
4、料、陶瓷基复合材料(CMC)及碳及碳碳复合材料碳复合材料(C-C)等高比强度、高比刚度等高比强度、高比刚度耐高温复合材料。涡轮前温度将接近油气最佳混耐高温复合材料。涡轮前温度将接近油气最佳混合燃烧温度（约合燃烧温度（约2500K）。）。NUM:NUM:5 5ProNextReturnExitNUM:NUM:5 5 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExitNUM:NUM:6 6ProNextReturnExitNUM:NUM:6 6 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExitl、变形高温合金广泛采用。目前，航空发动机燃烧室、涡
5、轮盘和叶片仍大量采用变形合金来制造。典型合金有：HA188、Hastelloyx、Waspaloy、Incoloy901、INCONE718、Udimet70、Nimonic115 220等。我国有GH22、GH33、GH169、GH220、GH118、GH128等，可供选用。NUM:NUM:7 7ProNextReturnExitNUM:NUM:7 7 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 用高度合金化的用高度合金化的IN100合金粉末和超塑性锻造成型合金粉末和超塑性锻造成型工艺制造的涡轮盘已在工艺制造的涡轮盘已在Fl00发动机上应用。发动机上应用。2
6、、定向凝固合金、定向凝固合金 发达国家非常重视定向凝固技术的发展。美国已发达国家非常重视定向凝固技术的发展。美国已建成了计算机控制的定向叶片和单晶叶片生产线，每建成了计算机控制的定向叶片和单晶叶片生产线，每20s浇注一个铸型，叶片制造掏期为浇注一个铸型，叶片制造掏期为90s，年产，年产9万片，万片，相当于相当于4000台发动机的用量。采用此叶片的台发动机的用量。采用此叶片的JT90D发发动机采用动机采用DSMAP-M002定向叶片，寿命延长两倍，其定向叶片，寿命延长两倍，其新设计的高压空心叶片工作寿命达新设计的高压空心叶片工作寿命达10000小时以上。小时以上。表表7-1列出定向凝固叶片在航空
7、发动机中的应用实例。列出定向凝固叶片在航空发动机中的应用实例。几种发动机应用定向叶片后获得明显效益，几种发动机应用定向叶片后获得明显效益，NUM:NUM:8 8ProNextReturnExitNUM:NUM:8 8 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit TF30发动机涡轮前温度从发动机涡轮前温度从1137提高到提高到1240；Fl00发动机从发动机从1316提高到提高到1370；J79D从从1204提高到提高到1315：RB211提高了提高了40；CF6-50提高了提高了55。F604寿命由寿命由2000小时延长到小时延长到3000小时；小时；HK12
8、寿命延长约一倍。寿命延长约一倍。Arriel发动机轴功率从发动机轴功率从480提高到提高到520KW;TFE731涡轮叶片总成本下降涡轮叶片总成本下降40%;维修成本降低了维修成本降低了75%。我国定向凝固合金叶片已研制成功，其合金牌号为我国定向凝固合金叶片已研制成功，其合金牌号为D222和和D24。NUM:NUM:9 9ProNextReturnExitNUM:NUM:9 9 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExitNUM:NUM:1010ProNextReturnExitNUM:NUM:1010 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextR
9、eturnExit 现代涡扇，通常风扇都在发动机的最前端。民航机或任何亚音速的飞机通常只有一级风扇。风扇后接着是低压涡轮压气机，然后是高压压气机。无论是高压还是低压，压气机的级数因个别设计而异。低压从小型涡轮的一级到大型民航机的九级不等。高压从小型的一级离心式到大型的17级不等的轴向式。NUM:NUM:1111ProNextReturnExitNUM:NUM:1111 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 新式的涡扇都是三轴的，一轴从另一轴间穿过。由不同级的涡轮以不同的速度驱动。现代涡扇发动机的压比大的可达40以上（GE90系列，Trent 900，10
10、00）。压比越大效率越高越省油。也有涡扇把风扇安装在后面。比如GE的CF700，虽然简化了发动机的构造，但是结果令人失望。NUM:NUM:1212ProNextReturnExitNUM:NUM:1212 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 多年来，JT8D发动机起飞推力的增大拓宽了飞机的飞行包线、缩短了起飞距离、提高了爬升速度、减少了机场周围的噪音污染。为了提高它的燃油效率，普惠公司制定了一系列能降低其燃油消耗量的方，使得JT8D发动机的燃油效率得到了明显的提高。普惠JT8D发动机是双转子的轴流式燃气涡轮发动机。为了确保进气量它采用了一个贯穿其全长的
11、外涵道NUM:NUM:1313ProNextReturnExitNUM:NUM:1313 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExitCFM56-3涡轮风扇发动机 牌号：CFM56 用途：军用/民用涡扇发动机 类型：双转子、轴流式、高涵道、分开排气的涡轮风扇发动机 动力分配：风扇排气提供78%的推力，涡轮排气提供22%的推理和提供和驱动 国家：美国、法国 厂商：通用电器（GE）、斯奈克玛（snecma）生产现状：生产 NUM:NUM:1414ProNextReturnExitNUM:NUM:1414 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextRet
12、urnExit 1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t推力级涡扇发动机的课题，法国SNECMA公司经过分析和调查，1971年底选择了美国GE公司作为合作伙伴，以美国F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。1971年11月两家公司决定联合研制10000daN级的大涵道比的发动机。CFM56从1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿1年半时间，共耗时7年，发展费用花了10亿美元。该发动机自1979年3月被选定改装麦克唐纳道格拉斯公司的DC-8飞机，至1986年共改装了110架飞机(每架4台)。NUM:NUM
13、:1515ProNextReturnExitNUM:NUM:1515 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExitCFM56-2-B1军方编号F108-CF-100用于换装美国空军的波音KC-135R加油机和法国空军的C-135ER。CFM56-2A2军方编号F108-CF-402，用于装备美国海军的波音E-6A和E-8A CFM56-5A为空中客车A320发展的发动机。为同IAE的V2500竞争，设计了新的36个叶片的风扇和新的4.5级低压涡轮。同CFM56-2相比，耗油率降低了1315%，可靠性提高了3040%。NUM:NUM:1616ProNextRetu
14、rnExitNUM:NUM:1616 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 3，单晶合金 单晶合金在延长发动机涡轮叶片寿命方面具有明显作用，目前先进发动机广泛采用了单晶叶片。制取单晶高温合金以正常凝固法中的定向凝固法应用最为广泛和最有效.固-液界面前沿液相中的温度梯度GL 和晶体生长速度R 是定向凝固技术的重要工艺参数,GL/R 值是控制晶体长大形态的重要判据.,定向凝固技术制取的铸件的晶体取向都是金属的择优方向.随着科学技术的进步,越来越多的应用领域要求单晶的晶体取向为其择优方向.NUM:NUM:1717ProNextReturnExitNUM:NUM
15、:1717 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 英国的英国的RB211RB211、RB199RB199发动机，法国发动机，法国M88M88发动机发动机也都采用了单晶叶片。也都采用了单晶叶片。TFE-731TFE-731发发动机采用动机采用NASA IR100NASA IR100合金单晶叶片，工作温度提合金单晶叶片，工作温度提高高5555，节约，节约10%;JT9D10%;JT9D单晶叶片寿单晶叶片寿命为普通铸造叶片的命为普通铸造叶片的5 5倍（定向叶片寿命为普通铸倍（定向叶片寿命为普通铸造叶片的造叶片的2.52.5倍）。原先用倍）。原先用PWA1422
16、PWA1422定定向叶片，寿命向叶片，寿命20002000小时，后改用小时，后改用PW1480PW1480单晶叶片，单晶叶片，寿命提高寿命提高60006000小时。小时。NUM:NUM:1818ProNextReturnExitNUM:NUM:1818 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 二、高强度钛合金二、高强度钛合金 钛合金已在高涵道比、高增压比、高涡轮前温钛合金已在高涵道比、高增压比、高涡轮前温度的涡扇发动机得到广泛应用。度的涡扇发动机得到广泛应用。CF6发动机用钛合发动机用钛合金量达金量达27%，TF39的用钛量达的用钛量达32%，前苏联，前苏
17、联HK-8用钛量达用钛量达50%主要使用的钛合金主要使用的钛合金Ti-6Al-4V：Ti-8Al-1Mo-lV和和Ti-5Al-2.5Sn等。等。NUM:NUM:1919ProNextReturnExitNUM:NUM:1919 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 高性能军用涡扇发动机如：高性能军用涡扇发动机如：AJT-31由、由、Fl00、F404、Fll0以及民用发动机以及民用发动机PW2037等的用钛量等的用钛量高达高达38%，并采用粉末冶金零件，钛合金等温模，并采用粉末冶金零件，钛合金等温模锻、钛合金精铸件，整个风扇及低压压气机都是锻、钛合金精
18、铸件，整个风扇及低压压气机都是钛结构，热端的轴承壳体、尾喷管中的一些零部钛结构，热端的轴承壳体、尾喷管中的一些零部件也使用钛合金，共有件也使用钛合金，共有130多个多个Ti-6Al-4V精铸零精铸零件。件。NUM:NUM:2020ProNextReturnExitNUM:NUM:2020 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit三、适应于高性能发动机的新材料l、高性能发动机所要求的材料。为了实现推力提高一倍的先进发动机，将开发先进的三维气动设计，新的高温轻质材料和前所未有的新结构件。对材料有着非常苛刻的要求。NUM:NUM:2121ProNextReturn
19、ExitNUM:NUM:2121 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit冷端（风扇、压气机）由当前水平的冷端（风扇、压气机）由当前水平的Ti（425)、Ni(647)发展到发展到647981，23倍比强度，主要新材料有倍比强度，主要新材料有Ti-Al复合材料、复合材料、Ti复合复合材料、玻璃复合材料、高温材料、玻璃复合材料、高温A1。热端（燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管）由热端（燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管）由当前水平的当前水平的Ni、Co(1036)发展到发展到1480，无冷，无冷却的却的16472203，35倍比强度，主要新材倍比强度，主要新材料为陶
20、瓷、料为陶瓷、C-C复合材料、先进铝化物复合材料、复合材料、先进铝化物复合材料、难熔金属。难熔金属。NUM:NUM:2222ProNextReturnExitNUM:NUM:2222 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit轴承、润滑应达到近轴承、润滑应达到近814，主要应采用，主要应采用810以上的固体润滑剂，以上的固体润滑剂，425液体润滑剂、液体润滑剂、陶瓷轴承。陶瓷轴承。NUM:NUM:2323ProNextReturnExitNUM:NUM:2323 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 到到20052005
21、年，压气机将采用全复合材料，耐年，压气机将采用全复合材料，耐982982铝铝化钛金属基复合材料；燃烧室采用化钛金属基复合材料；燃烧室采用TiTi金属基复合材料金属基复合材料机匣，非金属材料火焰筒；涡轮采用耐机匣，非金属材料火焰筒；涡轮采用耐15381538冷却非冷却非金属，耐金属，耐16491649无冷却非金属，耐无冷却非金属，耐13711371金属间化合金属间化合物了：喷管采用全复合材料，耐物了：喷管采用全复合材料，耐15381538以上陶瓷基复以上陶瓷基复合材料和合材料和C-CC-C材料，耐材料，耐982982铝化钛陶瓷基复合材料：铝化钛陶瓷基复合材料：机械装置将采用耐温至。机械装置将采用
22、耐温至。427427液体润滑油，先进部件液体润滑油，先进部件材料。材料。NUM:NUM:2424ProNextReturnExitNUM:NUM:2424 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit2、发动机高温新材料、发动机高温新材料 先进高温材料适应高速运输机巡航先进高温材料适应高速运输机巡航Ma=23、超高速、超高涵道比发动机和大型高效亚音速运输超高速、超高涵道比发动机和大型高效亚音速运输机，以及支线旋翼飞机。机，以及支线旋翼飞机。高温纤维高温纤维 现有现有SiC和和Al203纤维在纤维在760温度下拉伸温度分温度下拉伸温度分别为别为500Ksi和和20
23、0Ksi，强度较低。而增强纤维的，强度较低。而增强纤维的金属基复合材料在同等温度下需有高于金属基复合材料在同等温度下需有高于1700Ksi以以上的拉伸强度，且还必须与基体有良好的化学和热上的拉伸强度，且还必须与基体有良好的化学和热膨胀匹配性。膨胀匹配性。NUM:NUM:2525ProNextReturnExitNUM:NUM:2525 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit聚合物基复合材料聚合物基复合材料 采用能在采用能在425下具有热氧化稳定性的新复合下具有热氧化稳定性的新复合材料。材料。a、树脂，纤维相互作用对复合材料稳定性和、树脂，纤维相互作用对复合
24、材料稳定性和高温性能有益：高温性能有益：b、抗氧化涂层：、抗氧化涂层：、c、具有良好的加工性和优良的热氧化稳定性、具有良好的加工性和优良的热氧化稳定性的新聚合物。的新聚合物。NUM:NUM:2626ProNextReturnExitNUM:NUM:2626 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 3、金属基，金属间化合物基复合材料、金属基，金属间化合物基复合材料(MMC/IMC)MMC的耐温能力显著优于金属，连续纤维增强，的耐温能力显著优于金属，连续纤维增强，MMC能提高强度，刚度和耐温能力。已有两类高刚能提高强度，刚度和耐温能力。已有两类高刚度材料，一是
25、度材料，一是Sicrn金属复合材料，另一是金属复合材料，另一是T-Al化合化合物，密度低，在物，密度低，在900左右能保持高温强度和耐氧化左右能保持高温强度和耐氧化能力。钛基复合材料替代钛合金可使压气机减重能力。钛基复合材料替代钛合金可使压气机减重10%20%，可用于转子叶片、静止导向器、机匣和，可用于转子叶片、静止导向器、机匣和转子盘。转子盘。NUM:NUM:2727ProNextReturnExitNUM:NUM:2727 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit4、陶瓷基复合材料(CMC)使用温度高达1647，具有象合金那样的变形特性。新近研究的S1C
26、/RB-SN（反应烧结碳化硅）表明硅基复合材料在高于1400甚至氧化环境中短时间工作仍具有一定的强度和韧性。这是研究性能稳定的小直径SiC纤维、耐氧化纤维涂层和保持硅基体环境及机械性能稳定的方法。结构陶瓷氮化硅和碳化硅分别在1400和1600时仍具有高的强度和刚度，但较脆。连续性增强的增强陶瓷可应用于涡轮部件，特别是小发动机的陶瓷叶片、涡轮外环和空气轴承。NUM:NUM:2828ProNextReturnExitNUM:NUM:2828 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 连续纤维增强的玻璃陶瓷基复合材料有下列优点：密度低，仅为具有同等耐温能力之金属的
27、1/3;比特性高；膨胀率低；易于用热压法生产。SiC/Pyfex可用于压气机叶片、静止导向器、机匣、尾喷管和整流罩。增强玻璃陶瓷复合材料，可考虑用于涡轮叶片、机匣、加力系统及尾喷管。C-C是一种高比强度、高比刚度、低密度复合材料。在惰性气氛中工作温度可达2000，可用于加力系统。NUM:NUM:2929ProNextReturnExitNUM:NUM:2929 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit第二节 新工艺 发动机零件的高容热强度、高机械-疲劳强度、材料的难加工性、高的制造精度要求以及高耐腐蚀性等等。都决定了必须采用最负责和非常规的工艺手段，才能制造
28、加工出所需的零件。从而在整个机械制造工艺的诸多领域内决定着工艺进步的水平。NUM:NUM:3030ProNextReturnExitNUM:NUM:3030 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 1、压力铸造工艺 涡轮盘采用粉末冶金、细晶铸造，现以获得广泛应用。压力铸造加工，能确保所需几何参数内通道和毛坯物理机械性能。在铸造生产中，耐热合金多晶涡轮工作叶片加工工艺，在真空条件下制成薄壁铸件。较好地解决了复杂形状零件的制造问题，大大提高了工艺精度和效率。NUM:NUM:3131ProNextReturnExitNUM:NUM:3131 航空发动机结构与原理
29、航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 2 2、热压力成型加工工艺、热压力成型加工工艺 先进的精密热压力成型加工工艺内容很多：热等先进的精密热压力成型加工工艺内容很多：热等静压锻造、等温模锻、精密毛坯高速模锻、爆炸模锻；静压锻造、等温模锻、精密毛坯高速模锻、爆炸模锻；环形零件滚压、简体、轴、盘和机匣零件毛坯旋转拉环形零件滚压、简体、轴、盘和机匣零件毛坯旋转拉伸，耐热材料制成毛坯的电热墩粗和型压，钛合金深伸，耐热材料制成毛坯的电热墩粗和型压，钛合金深度拉伸都属于之列。度拉伸都属于之列。NUM:NUM:3232ProNextReturnExitNUM:NUM:3232 航空发动机
30、结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 二、非常规机械切削加工工艺二、非常规机械切削加工工艺 大量的新材料的出现，常规的机械切削不能胜任大量的新材料的出现，常规的机械切削不能胜任其切削加工特性。即材料的切削加工性能差。而切削其切削加工特性。即材料的切削加工性能差。而切削加工占居零件加工的加工占居零件加工的50%以上。以上。新材料就带来了切削加工的新工艺。从而产生了新材料就带来了切削加工的新工艺。从而产生了高速切削、高速拉削、振动钻孔、铰孔、深磨削、激高速切削、高速拉削、振动钻孔、铰孔、深磨削、激光加工、亚硝酸盐陶瓷切削刀具等。光加工、亚硝酸盐陶瓷切削刀具等。NUM:
31、NUM:3333ProNextReturnExitNUM:NUM:3333 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit三、电物理(O)和电化学(O)加工工艺 电物理(3O)加工是指电子束、激光和电蚀加工，用于叶片、发动机其它零件，不同形状的流道和孔的成型。激光工艺同样用在难加工板材的裁材和陶瓷棒去毛刺。电蚀加工用于吸音结构蒙皮的穿孔，其中包括双曲率穿孔，不同形状的表面制作和槽的加工。电化学(3XO)加工用于耐热合金和钛合金制成的叶片加工，制作窗口、流道和各种零件孔。电化学加工与切酎过程组合使用，特别是用金刚石磨料导电砂轮磨削。NUM:NUM:3434ProNe
32、xtReturnExitNUM:NUM:3434 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit四、表面改形工艺四、表面改形工艺 表面改形工艺主要包括：表面表面改形工艺主要包括：表面平板成形、化平板成形、化学热加工、离子渗入、电火花合金化、等离子电弧、学热加工、离子渗入、电火花合金化、等离子电弧、表面爆炸喷涂、微电弧氧化等。表面爆炸喷涂、微电弧氧化等。表面改形工艺能提高零件表面层物理化学特性：表面改形工艺能提高零件表面层物理化学特性：抗疲劳强度、耐磨性、耐腐蚀性、耐热性等。并能抗疲劳强度、耐磨性、耐腐蚀性、耐热性等。并能保证材料的原机械性能。保证材料的原机械性能。NUM:NUM:3535ProNextReturnExitNUM:NUM:3535 航空发动机结构与原理航空发动机结构与原理 ProNextReturnExit 五、焊接新工艺五、焊接新工艺 焊接和钎焊工艺过程，保证联结处的性能、焊接和钎焊工艺过程，保证联结处的性能、几何精度和气密性。几何精度和气密性。焊接新工艺有：自动氩弧焊、电子束焊、激焊接新工艺有：自动氩弧焊、电子束焊、激光焊、扩散焊、耐热合金钎焊等。光焊、扩散焊、耐热合金钎焊等。