先进航空发动机设计与制造技术综述
航空发动机涡轮叶片冷却技术综述
航空发动机涡轮叶片冷却技术一、引言航空发动机自诞生以来，对它的基本发展要求就是推力更大、推重比更高、耗油率更低、质量更轻、耐久性更好和费用更低等。
因此，航空发动机涡轮的发展趋势主要在以下两个方面：其一是不断提高涡轮前温度；其二就是不断增加涡轮气动负荷，采用跨音速涡轮设计方案，减少涡轮级数和叶片排数。
在现有技术条件下，并在保证尺寸小、质量轻的情况下，提高涡轮前温度，是获得大推力和高推重比的主要措施之一。
从理论上讲，涡轮进口温度每提高100℃，航空发动机的推重比能够提高10%左右。
当前，先进航空发动机涡轮前温度已经达到1900K 左右，这远远超过了涡轮叶片所用的高温合金材料的熔点温度。
为了保证涡轮叶片在高温燃气环境下安全可靠地工作，就必须对叶片采取冷却和热防护措施。
对于高温所带来的一系列问题，解决的办法主要有两个：一是提高材料的耐热性，发展高性能耐热合金，制造单晶叶片；二是采用先进的冷却技术，以少量的冷却空气获得更高的降温效果。
其中材料的改善占40%，冷却技术占60%。
对于军用航空发动机，第3代的涡轮进口温度为1680~1750K，涡轮叶片耐温能力主要通过第1代单晶合金或定向合金和气膜冷却技术保证；第4代的涡轮进口温度达到1850~1980K，涡轮叶片耐温能力主要通过第2代单晶合金和对流-冲击-气膜复合冷却技术来保证；未来一代的涡轮进口温度将高达2200K，预计涡轮叶片耐温能力通过第3代单晶合金或陶瓷基复合材料等耐高温材料和包括层板发散冷却在内的更加高效的冷却技术来保证。
二、航空发动机涡轮叶片冷却技术概述涡轮冷却技术研究始于上个世纪40年代，大约在1960年，气冷涡轮首次应用于商业航空发动机上。
经过多年的发展，目前基本上形成了由内部冷却和外部冷却构成的涡轮叶片冷却方案。
1.内部冷却其基本原理是冷气从叶片下部进入叶片内部，通过带肋壁的内流冷却通道，对叶片的内表面实施有效的冷却，一部分冷气通过冲击孔，以冲击冷却的形式对叶片前缘内表面进行冷却，剩下的一部分气体经过叶片尾部的扰流柱，被扰动强化换热以后从尾缘排出。
航空发动机关键材料技术的发展现状与趋势
1、航空发动机关键材料技术的发展现状与趋势航空发动机是在高温、高压、高速旋转的恶劣环境条件下长期可靠工作的复杂热力机械，在各类武器装备中，航空发动机对材料和制造技术的依存度最为突出，航空发动机高转速、高温的苛刻使用条件和长寿命、高可靠性的工作要求，把对材料和制造技术的要求逼到了极限。
材料和工艺技术的发展促进了发动机更新换代，如：第一、二代发动机的主要结构件均为金属材料，第三代发动机开始应用复合材料及先进的工艺技术，第四代发动机广泛应用复合材料及先进的工艺技术，充分体现了一代新材料、一代新型发动机的特点。
在航空发动机研制过程中，设计是主导，材料是基础，制造是保障，试验是关键。
从总体上看，航空发动机部件正向着高温、高压比、高可靠性发展，航空发动机结构向着轻量化、整体化、复合化的方向发展，发动机性能的改进一半靠材料。
据预测，新材料、新工艺和新结构对推重比12~15一级发动机的贡献率将达到50%以上，从未来发展来看，甚至可占约2/3。
因此，先进的材料和制造技术保证了新材料构件及新型结构的实现，使发动机质量不断减轻，发动机的效率、使用寿命、稳定性和可靠性不断提高，可以说没有先进的材料和制造技术就没有更先进的航空发动机。
正是由于不断提高的航空发动机性能对发动机材料与制造技术提出了更高的要求，各航空发达国家都投入了大量人力、物力和财力，对航空发动机用的材料与制造技术进行全面、深入的研究，取得了丰硕的成果，满足了先进发动机的技术要求。
从国外航空发动机材料与制造技术的发展情况来看，加强材料与制造技术工程化研究是缩短发动机研制周期、减少应用风险、增加研制投入产出比最有效的途径之一。
因此从20世纪70年代至今，航空发达国家安排了一系列的发动机材料和制造技术工程化研究计划，规划了整个材料和制造技术领域的发展方向，为各种先进军、民用发动机提供了坚实的技术基础。
如美国综合高性能发动机技术(IHPTET)计划、下一代制造技术计划(NG-MTI)，美国空军复合材料经济可承受性计划(CAI)等（见表1)。
航空发动机开发制造方案(二)
航空发动机开发制造方案一、实施背景随着中国航空工业的快速发展，航空发动机作为核心部件，却成为了制约整个产业进一步升级的瓶颈。
长期以来，中国航空发动机产业在设计与制造上，主要依赖国外技术，这不仅限制了产业发展，也削弱了国际竞争力。
为此，开展以自主创新为主导的产业结构改革与开发制造方案，对中国航空工业具有重大意义。
二、工作原理1.设计理念：采用国际先进的设计理念，结合超高温、超高压、高强度等极限环境的特点，将航空发动机的性能、寿命和可靠性提升至新的水平。
2.材料选择：选用具有优异耐热、耐腐蚀、抗疲劳性能的高温合金和新型复合材料。
3.制造工艺：采用先进的增材制造、精密铸造、热处理等工艺，确保零部件的制造精度和性能。
4.控制系统：引入先进的控制系统，实现航空发动机工作状态的实时监控与自动调节。
三、实施计划步骤1.研发团队建设：成立由国内顶级专家组成的研发团队，同时与高校和研究机构建立紧密合作关系。
2.技术引进与吸收：通过国际合作，引进先进的设计与制造技术，并进行消化吸收。
3.产品开发：结合中国实际需求，进行航空发动机的开发设计。
4.试验验证：进行严格的地面与空中试验，确保发动机的性能与可靠性达到预期目标。
5.产业化与市场化：推动航空发动机的产业化与市场化进程，实现规模生产与销售。
四、适用范围本方案适用于中国民用和军用航空市场的需求，包括但不限于客机、货机、战斗机、直升机等。
五、创新要点1.设计理念创新：采用国际前沿的设计理念，确保发动机性能的领先。
2.材料选择创新：选用新型高温合金和复合材料，提高发动机的耐久性和可靠性。
3.制造工艺创新：应用先进的增材制造和精密铸造技术，提高生产效率和产品质量。
4.控制系统创新：引入先进的控制系统，实现发动机工作状态的实时监控与自动调节。
六、预期效果1.提高国产航空发动机的技术水平：通过自主创新和技术引进，提高国产航空发动机在性能、寿命和可靠性方面的技术水平。
2.增强国际竞争力：通过与国际先进水平的对标，提高国产航空发动机在国际市场的竞争力。
先进加力燃烧室设计技术综述
先进加力燃烧室设计技术综述张孝春;孙雨超;刘涛【摘要】叙述了航空发动机加力燃烧室的发展历程和现状,指出加力燃烧室设计技术的发展是航空发动机性能需求提升的结果;分析了先进加力燃烧室的主要工作特点和新设计要求,包括超高的内涵气流进口总温和极高的加力温度,要求加力燃烧室具有更低的流体损失、更轻的质量、良好的隐身性能等;研究了先进加力燃烧室的新结构和设计新技术,如气冷稳定器和喷油杆、加力燃烧室一体化设计技术、值班稳定器的演变、可调隔热屏冷却技术、隐身性能设计和数值模拟等;展望了变循环、超级、凹腔驻涡和脉冲爆震等多形式加力燃烧室的发展趋势.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)002【总页数】8页(P24-30,60)【关键词】加力燃烧室;航空发动机;气冷稳定器;一体化设计;隐身技术;数值仿真【作者】张孝春;孙雨超;刘涛【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V231.20 引言加力燃烧室是航空发动机的重要部件。
虽然其质量只占发动机总质量的20%左右，但却能大幅增大发动机推力。
涡喷发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达40%～50%；涡扇发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达60%～70%甚至更高。
采用加力燃烧室能大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线，提高歼击机的制空能力。
因此，加力燃烧室在军用飞机的发展中占有重要地位。
20世纪40年代，德国首先在JUMO-004E发动机上采用加力燃烧室，此后加力燃烧室被广泛应用于战斗机动力装置上。
其产生源于飞机为了突破声障对发动机性能提高的要求，其设计技术随着航空发动机性能的提高而不断发展。
近年来，在高性能第4代飞机的研制过程中，对发动机加力燃烧室提出许多新的、近乎苛刻的设计要求，加力燃烧室设计技术也因此取得了迅猛发展。
先进航空发动机设计与制造技术综述.
先进航空发动机设计与制造技术综述进入21世纪,世界航空发动机技术取得了巨大进步,并呈现加速发展的趋势。
美国推重比10一级涡扇发动机F119作为第四代战斗机F22的动力装备部队,是当今航空动力技术最具标志性的成就。
在此基础上,美国持续实施了多个技术研究计划,正在推动世界航空发动机技术继续向前发展。
本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方面,对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初步的分析研究。
高级负荷压缩系统高压压气机技术发展的目标是单级压比高、级数少、推重比高、飞行性能好。
对高级负荷的压缩系统,低展弦比设计、气动前掠设计、整体叶盘、整体叶环、压气机稳定性主动控制等技术是其中具有代表性的新技术。
1低展弦比叶片设计及制造低展弦比叶片即宽弦叶片,它与窄弦叶片相比,增宽了弦长,使压气机的长度缩短,抗外物损伤能力、抗疲劳特性和失速裕度有所提高。
还可使压气机零件数减少,降低生产和制造费用成本(图表1。
90年代以来,英国罗·罗(R·R公司、美国普惠公司和GE 公司、法国SNECMA公司不断研制和改进高压压气机钛合金宽弦叶片的气动和结构性能,广泛应用于大涵道比涡扇发动机和高推重比小涵道涡扇发动机上。
GE 公司TECH56技术计划的验证机和F119发动机、EJ200发动机都采用了这种宽弦叶片。
叶片的低展弦比设计,结合整体叶盘技术使得高压压气机在减少级数和提高叶片强度的同时,具有更好的气动稳定性。
低展弦比叶片需要解决的关键技术问题是因重量增加而导致的轮盘与叶根结合处和轮盘本身的离心力增大问题。
IHPTET计划在大型涡扇和涡喷发动机验证机上验证了该技术,该技术还将在F135和F136发动机上采用。
目前,低展弦比叶片已成为先进航空发动机压缩系统的关键技术,与3D气动掠形、空心结构、整体叶盘结构和更轻的钛金属基复合材料技术相结合,是未来的发展重点。
航空发动机及燃气轮机整机性能仿真综述
收稿日期：2023-06-15基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：董威（1970），男，教授。
引用格式：董威，尹家录，郑培英，等.航空发动机及燃气轮机整机性能仿真综述[J].航空发动机，2023，49（5）：8-21.DONG Wei ，YIN Jialu ，ZHENG Peiying ，et al.Review:engine-level performance simulation of aeroengine and gas turbines[J].Aeroengine ，2023，49（5）：8-21.航空发动机Aeroengine航空发动机及燃气轮机整机性能仿真综述董威1，尹家录2，郑培英2，程显达1（1.上海交通大学机械与动力工程学院，上海200240；2.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：整机总体性能仿真是航空发动机及燃气轮机仿真的重要组成部分，在航空发动机及燃气轮机的设计制造和使用全寿命周期内发挥着重要作用。
综合70多年来航空发动机及燃气轮机总体性能仿真的发展成果，梳理了各时期总体性能仿真的发展历程。
从基本方法、模型精细化、求解算法和修正方法等角度，分析了国内外以部件级模型为代表的基于物理机理的总体性能仿真方法研究现状；探讨了以人工神经网络、支持向量机和深度学习为代表的人工智能算法在总体性能仿真中的应用现状；介绍了机载模型、机理-数据混合模型和多维度模型基本方法和主要成果。
基于目前的研究成果和技术发展趋势，认为航空发动机及燃气轮机总体性能仿真应向物理机理模型更精细化、人工智能技术更深入和应用模型构建更为规范化的方向发展。
关键词：航空发动机；燃气轮机；总体性能；仿真；物理机理模型；人工智能；应用模型中图分类号：V231.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.05.002Review:Engine-level Performance Simulation of Aeroengine and Gas TurbinesDONG Wei 1，YIN Jia-lu 2，ZHENG Pei-ying 2，CHENG Xian-da 1（1.School of Mechanical Engineering ，Shanghai Jiao Tong University ，Shanghai 200240，China;2.AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ）Abstract ：Engine-level performance simulation is an integral aspect of aeroengine and gas turbine simulation,and plays a crucial role throughout the entire life cycle of design,manufacturing,and operation.This paper presents a comprehensive analysis of the development process of aeroengine and gas turbine performance simulation in each historical stage,building upon the accomplishments made over thepast 70years.The research status of physical mechanism performance simulation,primarily represented by the component-level model,was examined from various perspectives including basic methods,model refinement,solution algorithms,and correction methods.Further⁃more,the application of artificial intelligence algorithms,such as the artificial neural network,support vector machines,and deep learning,in engine-level performance simulation,was discussed.The paper also provided an overview of the fundamental methods and key achieve⁃ments of on-board models,mechanism-data hybrid models,and multi-dimensional models.Finally,based on current research findings andtechnological development trends,it is believed that the engine-level performance simulation of aircraft engines and gas turbines should de⁃velop towards a more refined physical mechanism model,deeper artificial intelligence technology,and more standardized application model construction.Key words ：aeroengine ；gas turbine ；engine-level performance ；simulation ；physical mechanism model ；artificial intelligence ；applica⁃tion model第49卷第5期2023年10月Vol.49No.5Oct.20230引言随着仿真技术的进步，航空发动机及燃气轮机的设计正逐渐从“试验设计”向“预测设计”转变。
先进航空发动机的结构设计与优化研究
先进航空发动机的结构设计与优化研究航空业在近年来的飞速发展中，先进航空发动机扮演着至关重要的角色。
而在发动机发展的进程中，不断的结构设计与优化研究起着至关重要的作用，因为一款高效而可靠的先进发动机的推出，必须依靠工程师们的持续不断的设计与优化。
一、先进航空发动机的结构设计航空发动机的结构设计可以分为两大部分：燃烧室和涡轮机部分。
1. 燃烧室设计燃烧室是航空发动机中的一个重要部分，它负责将燃料和空气混合并燃烧，带动高温气体流过涡轮机进而驱动飞机。
因此，在燃烧室的设计过程中，各种复杂的流动和反应过程需要充分考虑。
在燃烧室的设计过程中，需要进行三维非定常流动的数值模拟，以确定相对位置尺度效应和涡轮前沿叶栅的流场。
通过采用“快速氧化”燃烧技术，可以使混合气快速燃烧，从而产生高压高温气体。
同时，还需要采用特定的涡轮放置策略和冷却技术，以保证燃烧室的稳定性和耐久性。
2. 涡轮机部分设计涡轮机是航空发动机的另一个重要组成部分，它们被设计成能够乘客安全舒适的地飞行数小时，并通过创新的涡轮机设计间接提高机体的燃烧效率。
因此，涡轮机的设计对发动机整体性能的影响很大。
在涡轮机的设计过程中，需要采用“流体-结构耦合”方法将两者紧密耦合，以关注涡轮机的动力学响应和稳定性。
调整转子与静子之间的轴向距离和横向距离可以帮助改善发动机切换/进出速度的过渡，从而提高效率并减少噪声。
二、先进航空发动机的优化研究先进航空发动机的结构设计是一个复杂而缓慢的过程，但是优化研究可以帮助加速这一过程。
优化研究可以采用各种算法和方法，以确定最佳的设计参数，从而提高发动机的性能和效率。
1. 效率优化发动机效率是优化研究的主要目标之一。
通过调整燃烧室和涡轮机的参数，可以减少能量和热量的损失，从而提高发动机的效率。
此外，采用降低阻力和各种减轻质量的方法也可以提高发动机的效率。
2. 节能优化随着全球能源危机的日益加剧，航空发动机的节能优化已经成为一个研究的热点。
航空发动机制造技术发展及发展趋势
航空发动机制造技术发展及发展趋势大家好，今天我们来聊聊航空发动机制造技术的发展趋势。
我们要知道，航空发动机是飞机的“心脏”，它决定了飞机的速度、高度和航程。
那么，航空发动机制造技术的发展又是如何影响到我们的出行体验呢？接下来，我将从以下几个方面为大家详细介绍。
1.1 航空发动机制造技术的现状目前，航空发动机制造技术已经取得了很大的进步。
以前，航空发动机的噪音大、耗油多、寿命短，给乘客带来了很大的不适。
而现在，随着科技的发展，航空发动机的性能得到了极大的提升，噪音降低了很多，耗油也减少了，寿命也变得更长了。
这要归功于先进的材料、工艺和设计。
1.2 航空发动机制造技术的发展趋势那么，未来的航空发动机制造技术会朝着什么方向发展呢？我认为，有以下几个趋势：第一，绿色环保。
随着人们对环境保护意识的提高，航空发动机制造技术也会越来越注重环保。
比如，采用新型的低排放材料、优化燃烧过程等，以减少对环境的影响。
第二，高效节能。
未来的航空发动机将会更加高效节能。
这需要我们在材料、工艺和设计等方面进行创新，以提高发动机的热效率和燃油效率。
第三，智能化。
随着人工智能技术的发展，未来的航空发动机将会更加智能化。
通过实时监测和调整发动机的工作状态，可以实现更精确的控制，提高飞行的安全性和舒适性。
第四，轻量化。
为了降低飞机的重量，未来的航空发动机将会更加轻量化。
这需要我们在材料、结构和工艺等方面进行创新，以减轻发动机的重量。
2.1 航空发动机制造技术的挑战虽然航空发动机制造技术有很大的发展潜力，但同时也面临着一些挑战。
比如，如何提高发动机的可靠性和安全性；如何降低制造成本；如何在保证性能的同时实现轻量化等。
这些都是我们需要努力去克服的问题。
2.2 航空发动机制造技术的未来展望总的来说，随着科技的不断进步，航空发动机制造技术将会越来越先进。
未来的航空发动机将会更加环保、高效、智能和轻量化。
这将为我们带来更好的出行体验，让我们的天空更加湛蓝。
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却也提出了更高要求。
一种烧结金属纤维结构（柔性层），这 低压涡轮叶片成功达到并超过了第
1 多斜孔发散冷却火焰筒结构设计 样的结构称为复合金属 / 陶瓷火焰 二阶段的涡轮温度目标。
及制造
筒（CMC），是向完全的陶瓷冷却结
近 几 年 来，Allison 公 司 将 其
多斜孔发散冷却方式在国外已 构发展的一种过渡方式。
了低循环疲劳旋转试验，计划将其应 上的小孔进入到下层通道，至最下层 用到 EJ200 改进型发动机的前 2 级 的有规律排布小孔流出，形成气膜。
高负荷涡轮
高压压气机上。SNECMA 公司也采 可以看出，多孔层板大大加大了换热
涡轮作为航空燃气涡轮发动机源自用基体涂覆纤维的方法制造了碳化 面积和内部通道的对流换热量。
了 TMC 整体叶环技术。IHPTET 计 下不需要冷却的耐高温材料，其中氮 1 铸冷叶片设计及制造技术
划第三阶段中将验证的整体叶环的 化硅不仅强度好而且最安全，使用温
“铸冷”源于 Allison 公司提出的
叶片材料是 γ 钛铝金属间化合物， 度可达 1650~1750℃，很多国家都已 “Castcool”概念，是一种可以一次铸
IHPTET 计划第三阶段，GE 和 AADC 公司在 XTE-77 验证机的高 压涡轮导向叶上采用陶瓷基复合材 料，与典型的镍基超耐热合金导叶相 比，重量减轻 50%，冷却空气量减少 20% ；在低压涡轮导叶上也采用了陶 瓷基复合材料，并用三维纤维结构提 高强度和耐久性。其低密度、耐高温 能力大大减轻了重量，减少了冷却气 流。该技术已应用于 F136 的低压导 叶。低压动叶上也试验了 CMC 无冷 却涡轮工作叶片，其承受的温度明显 高于类似的带冷却的叶片，密度是传 统叶片材料的 1/3，热膨胀系数是传 统镍基合金的 1/4。该技术计划用于 F136 发动机的未来发展型。
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先进航空发动机设计与 制造技术综述
Design and Manufacturing Technology of Advanced Aeroengine
北京航空航天大学能源与动力工程学院 金 捷 中 航 工 业 燃 气 涡 轮 研 究 院 钟 燕
本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩 系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方 面，对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初 步的分析研究。
的 ATEGG 验证机 XTC76/2 核心机
2012 年第 5 期·航空制造技术 35
封面文章 COVER STORY
熟的冷却方式，广泛运用于先进发动 燃烧室还正在研究中，IHPTET 第二
机燃烧室火焰筒的全部或局部。如 阶段验证了其性能，如图 5 所示的
早期的 Spey、RB162 及 Olympus593 CMC 燃烧室，其火焰筒外环为层板
独特的 Lamilloy 冷却技术应用于
经开始了广泛的研究，是一种比较成
CMC 技 术 用 于 大 推 力 发 动 机 CMSX-4 单晶叶片，使得涡轮进口温
36 航空制造技术·2012 年第 5 期
封面文章
COVER STORY
度承受能力提高了 222~333K。而铸 冷 Lamilloy 叶片就是铸冷工艺结合 高效的 Lamilloy 冷却方案的叶片，叶 片 前 缘 和 尾 缘 采 用 气 膜 冷 却，而 叶 片其余部分采用 Lamilloy 冷却，在一 片 单 晶 材 料 中 铸 造，大 大 改 进 了 制 造的成本。1994 年，Allison 公司在 AE301X 发动机上完成了涡轮试验。 2 超冷叶片设计及制造技术
5 整体叶环设计及制造 钛基复合材料整体叶环是发动
机的发展重点之一。20 世纪 90 年 代 初，AADC 公 司 的 IHPTET 计 划 XTC-16 系列核心机 4 级压气机的
构和更轻的钛金属基复合材料技术
第 3 级和第 4 级采用碳化硅纤维增
相结合，是未来的发展重点。
强的钛基复合材料整体叶环（图 4），
GE、SNECMA 等公司开始研制超塑
机上。GE 公司 TECH56 技术计划的
GE 公司研制的 GE90 系列发动 成形 / 扩散连接（SPF/DB）的钛合金
验证机和 F119 发动机、EJ200 发动 机采用了复合材料风扇转子叶片（图 宽弦空心风扇叶片，并很快在气动设
机都采用了这种宽弦叶片。
3）。该叶片由 IM7 中长碳纤维与增 计和加工工艺等方面取得了很大进
属基复合材料的压气机转子，满足了 的 Transply 和美国 GE 公司采用的
高转速和高温的要求，减轻了盘的质 Lamilloy。多孔层板的冷却过程为空
量，降低了制造费用，改善了可维护 气从火焰筒二股通道经有规律分布
性。MTU 公司研究的碳化硅纤维增 的小孔流入，然后在下层板料的小槽
强钛基复合材料整体叶环已经完成 或者是小凸台之间流动，再经该层板 图5 IHPTET第二阶段验证的CMC燃烧室
2 大小叶片设计及制造
大大减轻了转子质量，如第 3 级整体
大小叶片就是在全弦长叶片后
叶环转子质量只有 4.5kg 左右，而同
增加一排小叶片，具有大大提高轴流
样的镍基合金转子质量为 25kg。20
压气机叶片排增压比和减少气流引
世纪 90 年代，与 GE 公司合作研制
起的振动等特点，是使轴流压气机级
图3 复合材料空心叶片
高级负荷压缩系统
高压压气机技术发展的目标是 单级压比高、级数少、推重比高、飞行 性能好。对高级负荷的压缩系统，低 展弦比设计、气动前掠设计、整体叶 盘、整体叶环、压气机稳定性主动控 制等技术是其中具有代表性的新技 术。 1 低展弦比叶片设计及制造
低展弦比叶片即宽弦叶片，它与 窄弦叶片相比，增宽了弦长，使压气 机的长度缩短，抗外物损伤能力、抗 疲劳特性和失速裕度有所提高。还
的关键部件在其研制体系中占有举
硅纤维增强的钛合金基复合材料压 3 热障涂层（TBC）和陶瓷复合材 足轻重的地位，其关键技术主要涉及
气机整体叶环插件。IHPTET 计划第
料（CMC）结构设计及制造
叶片设计及优化、叶片冷却及传热、
二阶段在验证机高压压气机上采用
目前，陶瓷是唯一可以在 1370℃ 涡轮与发动机压缩系统的匹配等。
34 航空制造技术·2012 年第 5 期
进入 21 世纪，世界航空发动机 技术取得了巨大进步，并呈现加速发 展的趋势。美国推重比 10 一级涡扇 发动机 F119 作为第四代战斗机 F22 的动力装备部队，是当今航空动力技 术最具标志性的成就。在此基础上， 美国持续实施了多个技术研究计划， 正在推动世界航空发动机技术继续 向前发展。本文从未来高性能航空 发动机采用的高级负荷压缩系统、高 温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推 力矢量等方面，对其先进设计和制造 技术的发展方向和趋势进行初步的 分析研究。
叶片将成为高推重比（10~20）军用
计划在大型涡扇和涡喷发动机验证
发动机的标志性技术之一。
机 上 验 证 了 该 技 术，该 技 术 还 将 在
F135 和 F136 发动机上采用。
目前，低展弦比叶片已成为先进
凸面 蒙皮
航空发动机压缩系统的关键技术，与
3D 气动掠形、空心结构、整体叶盘结
蜂窝 夹芯
凹面 蒙皮
公司、美国普惠公司和 GE 公司、法
的性能，正在开发复合材料风扇转子
国 SNECMA 公司不断研制和改进高
叶片技术。
压压气机钛合金宽弦叶片的气动和 结构性能，广泛应用于大涵道比涡扇
图 2 IHPTET计划研制的分流小叶片转子
4 空心叶片设计及制造 20 世纪 80 年代末，R·R、PW、
发动机和高推重比小涵道涡扇发动 3 复合材料叶片设计及制造
适航证。F414 发动机燃烧室采用了
IHPTET 技术转化的多斜孔冷却技
术，使其火焰筒寿命延长了 3 倍。
2 层板冷却结构火焰筒设计及制造
图4 整体叶环结构
层板冷却是采用钎焊将多层 带 孔 和 槽（或 凸 台）的 耐 热 合 金 片
5 级高压压气机采用外圈增强的金 叠 合 而 成，如 英 国 R·R 公 司 采 用
叶片的低展弦比设计，结合整体 强 的 8551-7 环 氧 树 脂 组 成 的 称 为 展。由于具有气动性能先进、抗振能
叶盘技术使得高压压气机在减少级 “大力神”的材料加工而成。其压力 力较强、质量较轻、加工成本较低等
数和提高叶片强度的同时，具有更 面涂有聚氨脂防腐涂层，叶身的吸力 特点，该叶片目前已经广泛地应用在
幅度上升，释热率显著提高，同时对 蚀和密度低等优点，这称为热障陶 冷却导向器也在 CAESAR 验证机上
燃烧室性能要求也有所提高，燃烧室 瓷涂层（TBC）。而在厚的陶瓷涂层 通过了加速任务试车的耐久性试验。
重量限制进一步增加，对材料以及冷 （TBC）和高温合金火焰筒之间使用 用于 ATEGG 和 JTDE 的“铸冷”高、
联合研制和验证了分流小叶片。试 压力的表面涂有低摩擦系数的耐磨
验结果表明，采用大小叶片的转子具 材料。采用上述复合材料和工艺的
有很高的增压比和效率，且减轻了质 风扇叶片，不但明显减轻了叶片本身
量，降低了费用。
的质量，还减轻了其包容环、盘以及
整个转子系统的质量，具有成本低、
抗 振（抗 颤 振）性 能 好、抗 损 伤 能 力
强等特点。
PW 公 司 研 制 的 PW4084 和
PW4168 发动机的风扇静子也采用了
PR500 环氧树脂基复合材料；F119
发动机压气机静子采用了耐温能力
图1 压气机宽弦叶片
比 PMR15 树脂基复合材料高 55℃ 的 AFR700B 高温树脂基复合材料。
90 年代以来，英国罗·罗（R·R）
此外，为了提高 F119 和 F135 发动机