航空发动机叶片断裂破坏力惊人!疲劳、超应力、蠕变、磨损、
航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析
航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析马利丽;何立强;任伟峰【摘要】针对某涡桨发动机在试车过程中发生的自由涡轮叶片裂纹故障,对裂纹叶片进行荧光检查、叶片测频和冶金分析,并通过MSC/PATRAN有限元分析软件确定叶片的振动特性.结果表明:叶片裂纹发生的原因为叶片的第5阶固有频率与导叶激励频率接近而发生共振,引起叶片发生高阶振动,造成叶片高周疲劳失效所致.重点调整螺旋桨的工作转速范围,使其基本处于规定的安全工作转速范围内.后经1000 h 试车验证,均未再发生类似故障.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2018(044)006【总页数】5页(P54-58)【关键词】自由涡轮叶片;裂纹;振动;共振;高周疲劳;涡桨发动机【作者】马利丽;何立强;任伟峰【作者单位】中国航空发动机集团,北京100097;中国航空发动机集团,北京100097;中国航发湖南动力机械研究所,湖南株洲412002【正文语种】中文【中图分类】V232.40 引言航空发动机涡轮叶片长期工作在高温、高压、高转速的恶劣环境下，在气动、机械和热的共同作用下，其结构强度和振动等问题比较突出。
随着发动机性能的提高和空气流量的加大，工作叶片变得薄而长，很容易出现振动问题，并导致叶片出现裂纹甚至断裂[1-2]。
国内外很多学者对叶片强度与振动问题进行了研究。
金向明等[3]对整体离心叶轮叶片的振动可靠性进行分析；李春旺等[4]分别考虑离心力场、气动力场、温度场及热力场等因素的影响，对某航空发动机涡轮叶片工作状态下的振动模态进行分析，发现温度场和离心力场是影响叶片固有频率的主要因素，但对叶片的振型影响很小。
田爱梅等[5]提出1种构件振动可靠性设计方法；徐可君等[6]建立了叶片振动非概率可靠性评估体系、方法及模型，并将其应用于航空发动机压气机、涡轮叶片的振动可靠性计算；陈立伟等[7]建立了平均应力为定值和随机变量时的结构振动可靠性模型，给出了可靠度计算的相应表达式及分析流程；欧阳德等[8]提出了1种发动机叶片振动可靠性评估方法，引入了概率故障树概念；宋兆泓[9]给出了发动机叶片故障的理论研究、计算分析、实验研究、故障结论、排故方法和使用效果等；江龙平等[10]将灰色理论与方法引入叶片的振动可靠性评估；孟越等[11]对叶片强迫响应问题提出了应用瞬态分析的方法。
飞机发动机涡轮叶片疲劳寿命预测研究
飞机发动机涡轮叶片疲劳寿命预测研究随着航空业的发展，飞机的运行安全和可靠性越来越受到重视。
飞机发动机作为飞机的核心部件，其正常运行与否直接关系到飞机的安全和航班正常运行。
而涡轮叶片作为发动机的关键部件之一，其疲劳寿命预测研究对飞机的安全运行至关重要。
一、飞机发动机涡轮叶片疲劳寿命概述涡轮叶片是飞机发动机中的核心组件之一，承受着高速高温的气流作用下的拉力和挤压力。
由于涡轮叶片处于高温、高压、高速和高寿命负载环境下，容易产生疲劳断裂，这将导致飞机发动机的失效，严重影响飞行安全。
因此，深入研究涡轮叶片的疲劳寿命及其预测方法对于飞机的运行安全和发动机的寿命延长具有极其重要的意义。
二、涡轮叶片疲劳寿命预测方法涡轮叶片疲劳寿命预测采用的方法主要有基于响应面法（RSM）和有限元法（FEA）。
基于响应面法（RSM）是通过采用实验设计的方法，利用响应面设计理论建立考虑各个影响因素的数学模型，在此基础上通过建立模型实现对涡轮叶片疲劳寿命的预测。
这种方法预测疲劳寿命准确度高，但也存在实验设计复杂，测试难度大的缺点。
有限元法（FEA）重点在于建立数值模型，通过扫描和研究结构受到的外力和其响应的强度，以预测叶片疲劳寿命。
这种方法适用范围广泛，但预测精确度需要保证数值模型准确，而此前准确性困难的问题大大影响了其应用。
三、影响涡轮叶片疲劳寿命的因素涡轮叶片疲劳寿命的预测离不开对其影响因素的深入了解，常见的包括工作温度、氧化腐蚀、冲击负载、振动等因素。
工作温度是影响涡轮叶片疲劳寿命的一个重要因素。
工作温度高会使涡轮叶片热胀冷缩变形剧烈，促进疲劳破坏的发生。
氧化腐蚀是涡轮叶片发生断裂的主要原因之一，手段可采用热加工、表面涂层处理等等。
冲击负载是短周期变化载荷的载荷形式，常常是在旋翼风场大噪高峰或者瞬时负载超载等情况，会导致涡轮叶片疲劳寿命破坏。
四、结论涡轮叶片是飞机发动机的核心组件之一，其疲劳寿命预测研究对于飞机的安全和航班正常运行具有重要作用。
新一代航空发动机叶片疲劳合格率及疲劳寿命提升技术方案
新一代航空发动机叶片疲劳合格率及疲劳寿命提升技术方案近年来，随着航空业的飞速发展，新一代航空发动机的研制成为备受关注的焦点。
叶片作为发动机的核心部件之一，其疲劳寿命和合格率的提升直接关系到发动机的可靠性和安全性。
本文将着重讨论新一代航空发动机叶片疲劳合格率及疲劳寿命提升技术方案。
一、叶片疲劳合格率提升技术方案1. 材料选择优化优化材料的物理力学特性，如比强度、比韧性、高温强度和抗腐蚀性等，可以有效提高叶片的疲劳寿命和合格率。
此外，采用新型材料，如模孔石墨复合材料、高温合金等，能够改善叶片的抗拉伸变性和抗高温蠕变性能，使其更加适合高温高压环境下的工作。
2. 设计改进优化叶片的结构设计，如增强内部支撑结构、调整叶片转角、优化叶片翼型等，可以有效降低叶片疲劳损伤和断裂率。
另外，在叶片的制造和维修过程中，应加强对叶片表面的表面质量控制，提高其表面光洁度和耐磨性等。
3. 检验方法改进采用更加先进的检验方法和设备，如超声波检测、X射线检测等，可以大大提高叶片疲劳寿命的监测和控制能力。
同时，应加强对疲劳损伤的分析和评估，制定更加科学合理的检验标准和方法。
二、叶片疲劳寿命提升技术方案1. 表面处理通过表面化学处理、高温环境下的涂覆、离子注入等方法，可大大提高叶片的表面硬度和抗磨性能，从而延长其使用寿命。
2. 热障涂层技术采用热障涂层可有效降低叶片在高温高压环境下的氧化和腐蚀速率，减缓其疲劳损伤的速度，从而提高叶片的疲劳寿命。
3. 智能监控系统通过安装智能监控传感器和系统，可以实时监测叶片的工作状态和性能指标，及时发现和预测叶片疲劳损伤的风险，从而采取及时有效的维修和更换措施，进一步延长叶片的使用寿命。
综上所述，叶片疲劳合格率与疲劳寿命的提升需要从多个方面入手，包括材料选择优化、设计改进、检验方法改进、表面处理、热障涂层技术和智能监控系统等。
只有在这些方面进行全面的技术改进和提升，才能够最终实现新一代航空发动机叶片的高可靠性、高安全性和长寿命。
航空发动机磨损机理分析及寿命评估
航空发动机磨损机理分析及寿命评估航空发动机是飞机的心脏，负责为飞机提供动力。
然而，随着使用时间的增长和使用次数的增多，航空发动机的磨损会逐渐加剧，从而影响其性能和寿命。
因此，了解航空发动机磨损的机理，并评估其寿命，对于确保飞机的安全和可靠性具有重要意义。
一、航空发动机磨损机理分析1.磨损的概念磨损是指在接触面上由于相对运动而导致的材料表面物质的逐渐丧失。
在航空发动机中，磨损是由于高温、高速、高压、腐蚀等因素的作用，导致材料表面的微小颗粒逐渐脱落而形成。
2.磨损的分类根据磨损形式的不同，磨损可以分为以下几种类型：（1）磨粒磨损：由于常温下颗粒杂质或高温下氧化产物的存在，使工作表面与磨料之间产生碰撞和磨擦，从而引起被磨损部分的材料脱落。
（2）表面疲劳磨损：在高速、高频率的疲劳循环作用下，工作表面出现因微小裂纹逐渐扩展引起的磨损。
（3）腐蚀磨损：由于化学介质的作用，使材料表面出现腐蚀，导致材料的表面产生颗粒状脱落，引起磨损。
3.磨损机理在航空发动机中，磨损主要是由于以下因素的共同作用所引起的：（1）高速、高温、高压的气流对叶片等工作表面的冲蚀作用。
（2）燃烧产物对高压涡轮和热门结构材料的腐蚀作用。
（3）磨损颗粒的积累和覆盖。
（4）机械振动和冲击、疲劳循环等。
4.磨损形态航空发动机中常见的磨损形态有以下几种：（1）划痕：指叶片和盘根等工作表面的表面产生细微划痕，进一步加剧表面磨损情况。
（2）点蚀：指机械表面出现颗粒状的点蚀，容易引起裂纹的扩展。
（3）抛光：指工作表面因反复摩擦而使表面光滑度提高，进一步加剧表面磨损情况。
二、航空发动机寿命评估寿命评估是指对航空发动机进行寿命预测和寿命评估，旨在确保发动机长期安全、可靠地运行。
由于航空发动机的寿命评估受到多种因素的影响，因此需要采取一些先进的技术手段，如结构预测、时变可靠性评估、损伤容限和定期检查等。
1.结构预测结构预测是预测航空发动机各部件的寿命，并对各部件进行安排和调度。
航空发动机涡轮叶片寿命预测研究
航空发动机涡轮叶片寿命预测研究航空发动机是现代航空技术的核心，其运转稳定性和寿命预测是影响飞行安全的重要因素。
而其中，涡轮叶片是航空发动机的核心部件之一，其寿命预测研究也备受关注。
本文将探讨航空发动机涡轮叶片寿命预测研究的现状和未来发展趋势。
一、涡轮叶片寿命预测的重要意义涡轮叶片是航空发动机中最重要的部件之一，其在高温高压的工作环境下，由于受热-冷却引起的热应力和机械应力等原因，容易发生疲劳破坏。
疲劳破坏的发生会严重影响飞机的安全，因此研究涡轮叶片的寿命预测对于确保航空器的飞行安全至关重要。
现代航空发动机涡轮叶片寿命预测是一项复杂的任务，需要全面考虑多个因素，如材料、设计、工艺、工作环境、运转状况等。
目前，涡轮叶片寿命预测主要采用计算机模拟方法，通过建立数学模型和使用分析软件进行计算，预测涡轮叶片的使用寿命。
但是，由于涡轮叶片疲劳破坏的机理十分复杂，单一的计算机模拟方法难以准确预测叶片的寿命。
二、现有的涡轮叶片寿命预测方法目前，涡轮叶片寿命预测方法主要可以分为三类：试验、有限元分析和材料层次。
1. 试验法试验法是一种直接测定疲劳寿命的方法，常用的试验包括低周疲劳试验、高周疲劳试验、热疲劳试验、蠕变试验等。
试验法的优点是可以在试验中获得疲劳受力的严格条件和实际状态，但其缺点是试验过程费时费力，且涉及到复杂运行条件的模拟较为困难。
2. 有限元分析法有限元分析法是一种使用计算机模拟材料、结构和载荷状况等的方法，可以预测疲劳寿命和疲劳断裂位置。
有限元分析法具有高精度、适用于复杂结构和多载荷条件下的疲劳分析等优点。
不过，有限元分析法只能预测一个确定的载荷下的疲劳寿命，而无法预测其他载荷下的疲劳寿命。
3. 材料层次法材料层次法是一种相对较新的涡轮叶片寿命预测方法，它将预测涡轮叶片寿命的方法和寿命测试方法相结合。
该方法基于材料显微组织特征、微观裂纹、疲劳寿命预测实验等方面，通过建立具有化学成分、显微组织等信息的材料层次数据库，预测涡轮叶片寿命。
叶片修理技术
叶片水流量
2 叶片水流量 为保证叶片内各腔冷却气流量符合设计要求，叶片
修理技术要求规定对叶片各腔冷却空气的流通能力进 行水流量测试。在规定的温度、压力等条件下，从叶 片底部供水，通过叶片前腔进气边孔排水量为(n～ m)L/min；通过叶片后腔排气边缝排水量为(k～ h)L/min。从检测结果看，部分叶片的水流量超出规 定范围（偏大或偏小）
为使叶片满足高温、高强度工作条件的使用要求， 除在结构设计上采用复杂的空心气冷式换热结构和空空换热器对冷却叶片的二股气流进行冷却，进步对叶 片的冷却效果外，在修理过程中也制定了相当严格的 技术要求，如多项试验检查要求和修理技术要求，以 保证其各项技术指标及安全措施实施到位。
修理前的处理与检测
涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处 理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损 伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可 修理度和采用的修理技术手段。
发动机修理故检中高压涡轮工作叶片伸长量超标报 废的主要是因丈量系统与外方丈量系统存在较大差异 造成的。
叶片伸长量
叶片伸长量主要是由于丈量系统误差所致，目前在 发动机修理中采用了对高涡叶片伸长量标准进行一定 量的丈量误差修正的方法，同时我们从外方引进了测 具，同一了丈量系统，消除丈量误差，以保证发动机 修理要求。该项措施有效地解决了叶片伸长量超差、 报废量大的问题。
涡轮叶片现场抽样测量示意图
叶片壁厚
4、 为保证叶片型面符合设计要求，在修理中规定， 高涡叶片更换涂层时，对其进行酸洗去除原表面渗 （涂）层，允许表面残余涂层0.015mm；对局部超过 残留涂层标准的部位，允许采用局部打磨法去除涂层， 对经修磨表面用超声波方法检查叶片壁厚，允许壁厚 减薄不超过0.1mm。修理中有数百片叶片壁厚减薄超 过规定要求
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术(三篇)
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性检测等预处理, 以及包括表面损伤修理、叶顶修复、热静压、喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技术。
涡轮叶片的工作条件非常恶劣, 因此, 在性能先进的航空发动机上, 涡轮叶片都采用了性能优异但价格十分昂贵的镍基和钴基高温合金材料以及复杂的制造工艺, 例如, 定向凝固叶片和单晶叶片。
在维修车间采用先进的修理技术对存在缺陷和损伤的叶片进行修复, 延长其使用寿命, 减少更换叶片, 可获得可观的经济收益。
为了有效提高航空发动机的工作可靠性和经济性, 涡轮叶片先进的修理技术日益受到发动机用户和修理单位的重视, 并获得了广泛的应用。
1.修理前的处理与检测涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处理和检测, 以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估, 从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术手段。
1.1清洗由于涡轮叶片表面黏附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和(或)基体经过高温氧化腐蚀后所产生的热蚀层, 一般统称为积炭。
积炭致使涡轮效率下降, 热蚀层会降低叶片的机械强度和叶片表面处理的工艺效果, 同时积炭也掩盖了叶片表面的损伤, 不便于检测。
因此, 叶片在进行检测和修理前, 要清除积炭。
1.2无损检测在修理前, 使用先进的检测仪器对叶片的叶型完整性和内部结构进行检测, 以评估磨损、烧熔、腐蚀、掉块、裂纹、积炭和散热孔堵塞等损伤缺陷情况, 从而指导叶片的具体修理工艺。
目前, CT已经成为适用于测量涡轮叶片壁厚和内部裂纹的主要方法。
一台CT机由x辐射源和专用计算机组成。
检测时, 辐射源以扇形释放光子, 通过被检叶片后被探测器采集。
其光子量和密度被综合后, 产生一幅二维层析x光照片, 即物体的截面图, 从中分析叶片内部组织结构, 得出裂纹的准确位置及尺度。
连续拍摄物体的二维扫描, 可生成数字化三维扫描图, 用于检测整个叶片的缺陷, 还可检测空心叶片冷却通道的情况。
12.3高温蠕变与疲劳_材料科学基础
图12.20 空位聚集形成空洞
断裂机制图 ： 温度和加载速率，因此，断裂机制图的纵坐 标通常为规范化流变应力fl/E，横坐标为断 裂时间tf或相对温度T/Tm。
影响蠕变断裂机制的最重要因素是应力、
图12.21 Nimonic 80A合金断裂机制图
图12.22断裂机制图示意图
二、高温疲劳
高温疲劳涉及疲劳、蠕变和环境影响等几个与 时间有关的过程的交互作用，这些过程在高温疲劳 损伤中的相对作用随具体材料而异。 材料在高温下的疲劳行为，除了与循环应力有 关，还与材料的化学成分、显微组织和环境蠕变极限适用于失效方式为过量变形的那些高温零部件。
持久强度是材料抵抗蠕变断裂的能力。它是在 一定温度下，规定时间内使材料断裂的最大应力值， C 以 表示。
t
对于锅炉、管道等构件。其主要破坏方式是断 裂而不是变形，设计这类构件就要采用持久强度指 标。
持久塑性是材料承受蠕变变形能力的大小，用 蠕变断裂时的相对伸长率和相对断面收缩率表示。
蠕变曲线各阶段持续时间的长短随材料 和试验条件而变化。如图12.17所示 ：
图12.17 应力和温度对蠕变曲线影响示意图
a）等温曲线（σ4＞σ3＞σ2＞σ1） b）等压力曲线（T4＞T3＞T2＞T1）
2、蠕变极限和持久强度 蠕变极限是高温长时期载荷下材料对变形的抗力指标，是高温强度 设计的重要依据。它有两种表示方法。 一种是在给定温度下，规定时间内产生一定蠕变总量的应力值，以 C (MPa)表示。 %/t 另一种是在一定温度下，产生规定的稳态蠕变速率的应力值，以
ti A K I
' i
C '
式中：Ai′、C′是与温度有关的材料常数。
4、蠕变断裂机制图 晶间断裂是蠕变断裂的普遍形式，高温 低应力下情况更是如此。 晶间断裂有两种模型：一种是晶界滑动 和应力集中模型，另一种是空位聚集模型。
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航空发动机叶片断裂破坏力惊人！疲劳、超应力、蠕变、磨损、材料还是腐蚀所致？Via 常州精密钢管博客航空发动机叶片断裂破坏力惊人！疲劳、超应力、蠕变、磨损、材料还是腐蚀所致？——聚焦西南航空引擎事件2018年4月17日，西南航空1380号航班（SouthwestAirlines Flight 1380）的一架波音737型客机在巡航状态时，突然发生发动机爆炸事故，事故导致1人遇难，148人生还。
初步的调查结果：这次事故是由于发动机发生了非包容性故障。
2013年7月22日，美国西南航空公司一架客机在着陆时机头触地，机上150多人有16人轻伤。
航空事故历史中，发动机叶片损坏而引发的飞机事故还真不少见。
2014年，我国南航CZ3739航班飞机引擎空中着火，事后调查显示发生故障的发动机进口处，压气机风扇的叶片有断裂。
据推测，有可能是叶片断掉后进入发动机内，损伤发动机进气流场，导致后者发生“畸变”，进而形成“喘振”。
所幸的是这次事故没有造成人员伤亡。
2016年8月27日，一架西南航空的波音737-700型客机在执飞新奥尔良飞奥兰多的航班时，同样发生CFM56-7B型发动机的风扇叶片非包容性故障，所幸此次事故中客机安全降落，并无更为严重事故发生。
2018年4月，波音737空中引擎爆炸其实据不完全统计，我国空军现役飞行的发动机事故中，80%都跟发动机叶片断裂失效有关。
而这么娇贵的部分一旦发生断裂失效，对发动机乃至整个飞机的损害往往是致命性的。
可见，发动机叶片断裂不容小觑，那么今天小编就带领大家全方位认识一下发动机叶片的断裂，看看它为啥有这么惊人的破坏力。
从理论上看，涡轮叶片断裂的故障机理有疲劳、超应力、蠕变、腐蚀、磨损等。
疲劳。
发动机工作时，由于经常起动、加速、减速、停车以及其他条件的影响，会使涡轮各部件承受复杂的循环载荷作用，使得叶片经受大量弹性应力循环，最终引起高周疲劳、低周疲劳或热疲劳，使得涡轮叶片断裂。
超应力。
涡轮叶片由于其形状的不规则，叶片中存在应力集中部位。
尽管在设计中往往会采取一系列措施加以避免，但实际上，超应力仍然是造成涡轮叶片断裂的一个原因。
发动机叶片蠕变断裂蠕变。
高温环境下，蠕变断裂是涡轮叶片主要的失效形式之一。
随着涡轮后燃气温度从20世纪50年代的1150K增加到现在的2000K，蠕变将导致叶片的塑性变形过大甚至产生蠕变断裂。
高温合金蠕变断口，来源小木虫腐蚀。
腐蚀来自于叶片所受的高温燃气。
高温燃气对叶片的腐蚀既包括冲刷造成的腐蚀，也包括高温燃气对金属叶片的氧化腐蚀。
腐蚀会降低叶片的性能，当腐蚀达到一定程度，叶片材料性能不能满足要求时，就会发生断裂。
叶片的断裂除此还和材料和制造手段有一定的关系，下面小编介绍一下叶片的材料和主要制造技术。
变形高温合金叶片叶片材料。
变形高温合金发展有50多年的历史，高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。
高温合金叶片制造技术。
变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辊压成形的。
模锻叶片主要工艺如下：镦锻榫头部位；换模具，模锻叶身，通常分粗锻、精锻两道工序。
模锻时，一般要在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面阻力，以利于金属变形流动；精锻件，机加工成成品；成品零件消应力退火处理；表面抛光处理。
分电解抛光、机械抛光两种。
常见问题：钢锭头部切头余量不足，中心亮条缺陷贯穿整个叶片；GH4049合金模锻易出现锻造裂纹；叶片电解抛光中，发生电解损伤，形成晶界腐蚀；GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。
发动机叶片严重腐蚀叶片是航空发动机关键零件它的制造量占整机制造量的三分之一左右。
航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。
如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。
随着数控机床的出现，叶片制造工艺发生重大变化，采用精密数控加工技术加工的叶片精度高，制造周期短，国内一般6～12个月（半精加工）；国外一般3~6个月（无余量加工）。
精密数控加工技术加工叶片。
铸造高温合金叶片。
叶片材料。
半个多世纪来，铸造涡轮叶片的承温能力从1940s年代的750℃左右提高到1990s年代的1700℃左右，应该说，这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片设计和加工以及表面涂层各方面共同发展所做出的共同贡献。
铸造高温合金叶片。
制造技术。
研制新型航空发动机是铸造高温合金发展的强大动力，而熔铸工艺的不断进步则是铸造高温台金发展的坚强后盾。
回顾过去的半个世纪，对于高温合金发展起着重要作用的熔铸工艺的革新有许多，而其中三个事件最为重要：真空熔炼技术的发明、熔模铸造工艺的发展和定向凝固技术的崛起。
叶片熔铸加工。
真空熔炼技术。
真空熔炼可显著降低高温合盒中有害于力学性能的杂质和气体含量，而且可以精确控制合金成分．使合金性能稳定。
熔模铸造工艺。
国内外熔模铸造技术的发展使铸造叶片不断进步，从最初的实心叶片到空心叶片，从有加工余量叶片到无余量叶片，再到定向(单晶)空心无余量叶片，叶片的外形和内腔也越来越复杂；空心气冷叶片的出现既减轻了叶片重量，又提高了叶片的承温能力。
熔模铸造涡轮叶片。
美国Howmet公司等用于细晶铸造制造叶片等转动件，常用合金为：In792、Mar-M247和In713C合金；导向叶片等静止件则多用IN718C、PWA1472、Rene220、及R55合金。
1990s年代之后，为满足新型发动机之需要，计算机数值模拟在合金成分设计和铸造工艺过程中的应用日趋增多。
超塑性成形钛合金叶片。
叶片材料。
目前，Ti6Al4V和Ti6Al2Sn4Zr2Mo及其他钛合金，是超塑性成形叶片等最为常用的钛合金。
我国耐热钛合金开发和应用方面也落后于其他发达国家，英国的600℃高温钛合金IMI834已正式应用于多种航空发动机，美国的Ti-1100也开始用于T55-712 改型发动机，而我国用于制造压气机盘、叶片的高温钛合金尚正在研制当中。
其它像纤维增强钛基复合材料、抗燃烧钛合金、Ti-Al金属间化合物等虽都立项开展研究，但离实际应用还有一个过程。
制造技术。
早在1970s，钛合金超塑性成形技术就在美国军用飞机和欧洲协和飞机中得到了应用。
在随后的十年中，又开发了军用飞机骨架和发动机用新型超塑性钛合金和铝合金。
在军用飞机及先进的民用涡扇发动机叶片等，均用超塑性成形技术制造，并采用扩散连接组装。
新型材料叶片。
碳纤维/钛合金复合材料叶片。
美国通用公司生产的GE90-115B发动机，叶身是碳纤维聚合物材料，叶片边缘是钛合金材料，共有涡扇叶片22片，单重30~50磅，总重2000磅。
能够提供最好的推重比，是目前最大的飞机喷气发动机叶片，用于波音777飞机，2010年9月在美国纽约现代艺术馆展出。
金属间化合物叶片。
尽管高温合金用于飞机发动机叶片已经50多年了，这些材料有优异的机械性能，材料研究人员，仍然在改进其性能，使设计工程师能够发展研制可在更高温度下工作的、效率更高的喷气发动机。
不过，一种新型的金属间化合物材料正在浮现，它有可能彻底替代高温合金。
金属件化合物的规则重复的图案。
这是因为高温合金在高温工作下时会生成一种γ相，研究表明，这种相是使材料具有高温强度、抗蠕变性能和耐高温氧化的主要原因。
因此，人们开始了金属间化合物材料的研究。
金属间化合物，密度只有高温合金一半，至少可以用于低压分段，用于取代高温合金。
英国罗尔斯-罗伊斯公司，在1999年，申请了一项γ相钛铝金属间化合物专利，该材料是由伯明翰大学承担研制的。
这种材料可以满足未来军用和民用发动机性能目标的要求，可以用于制造从压缩机至燃烧室的部件，包括叶片。
这种合金的牌号，由罗尔斯-罗伊斯公司定为: Ti-45-2-2-XD。
2010年，美国通用公司、精密铸件公司等申请了一项由NASA支持的航空工业技术项目（AITP），通过验证和评定钛铝金属间化合物（TiAl，Ti-47Al-2Nb-2Cr，原子分数）以及现在用于低压涡轮叶片的高温合金，使其投入工业生产中，上图所示为铝化钛金属间化合物叶片（伽马钛合金）。
与镍基高温合金相比，TiAl金属间化合物的耐冲击性能较差；将通过疲劳试验等，将技术风险降至最低。
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