先进材料在战斗机发动机上的应用与研究趋势

梁春华， 李晓欣

(沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015)

20世纪90年代末期，美国国防部负责研究与工程的副部长埃尼塔·约翰逊(Anita Jones)在FY97和FY98材料与工艺技术领域计划中将材料、信息、传感器和经济可承受性列为美国国防部科技研究优先发展的四大技术［1，2］。在美国空军2025年展望中，将材料与工艺列为空军六大高效力技术之一［1，2］。航空技术发展在很大程度上依赖于材料进步，“一代材料、一代装备”是材料推动航空技术进步的真实写照。航空发动机推重比的提高、性能的提升同样离不开材料的进步。因而，很多国家通过实施专项和综合性研究计划，来研发军用发动机用先进材料及工艺，以提高其综合性能。目前，战斗机发动机材料正在向着密度更小、耐温能力更高、费用更低、寿命更长、结构设计和材料工艺一体化等方向发展。

1 应用趋势

1.1 第3代战斗机发动机

20世纪70年代后期以来，美国PW和GE公司开始研制第3代战斗机发动机F100，F110，F404和F414等发动机，俄罗斯开始研制AL31F发动机，欧洲共同体开始研制RB199，M88等发动机。这代发动机将第2代战斗机发动机的推重比5.0～6.0提高到7.0～8.0、涡轮进口温度由1400～1550K 提高到1600～1750K［3］。为了满足这些挑战，质量轻的树脂基复合材料开始使用、钛合金用量加大，耐更高温度的高温合金的用量也有所提升。下面为第3代战斗机发动机典型部件用材情况。

风扇以钛合金为主，为减轻外涵机匣质量，外涵机匣采用了树脂基复合材料［4～6］。RB199，AL31F，F100发动机的风扇为全钛结构，其中F100发动机的转子叶片选用 Ti-6-6-2，盘选用 Ti-8-1-1，轴选用Ti-6-4;AL31F发动机的转子叶片选用ВТ3-1钛合金和 ВТ20钛合金，盘选用 ВТ9钛合金。F110-GE-132，F404，F414发动机外涵机匣采用了树脂基复合材料。

压气机以钛合金和高温合金为主［4～6］。压气机的前部叶片、盘和机匣多数选用钛合金，后部选用钢、镍铬高温合金或镍基高温合金。如:F100发动机1～3级盘为钛合金，4级选用 PW1016，5，7，9级为高温合金，6，8，10级为In100粉末高温合金;转子叶片1～4级为钛合金，5～10级为高温合金。又如F110发动机的前3级为钛合金，后6级选用高温合金。F414发动机的前2级转子选用Ti17，后5级选用In718。

燃烧室以镍基或钴基高温合金为主。AL31F发动机机匣选用ЭП708高温合金，火焰筒选用ЭП648镍基(高铬含量)高温合金。F100发动机选用Haynes 188钴基高温合金，F110，F404和F414发动机则选用Hastelloy X镍基高温合金。

涡轮叶片最初主要选用空向凝固镍基高温合金加热障涂层，后来更多选用单晶高温合金加热障涂层;盘最初主要选用镍基高温合金［4～6］，后来更多选用粉末高温合金。如:AL31F发动机高压涡轮工作叶片和导向叶片选用ЖС6У镍基高温合金，涡轮盘选用ЭП742镍基高温合金或粉末高温合金，机匣选用ЭП708。F100-PW-220和F100-PW-229发动机涡轮转子叶片选用PW1480或PW1484单晶高温合金表层沉积热障涂层，盘选用In100粉末高温合金。F110发动机高压涡轮转子叶片选用ReneN5单晶合金表层沉积热障涂层，低压涡轮第1级转子叶片选用Rene125，盘选用Rene95或Rene88DT粉末高温合金;第2级转子叶片选用Rene80，盘选用In718。

加力燃烧室多选择用高温合金［4～6］。AL31F，F100，F414分别选用ЭП199高温合金、带陶瓷涂层的Haynes 188和Hastelloy X高温合金。

喷管外壳选用钛合金，其余选用镍基高温合金。

1.2 第4代战斗机发动机

20世纪80年代中期以来，美国PW和GE公司开始研制F119，F135，F136等第4代战斗机发动机。这代发动机的推重比提高到9.0～10.0、涡轮进口温度提高到1800～1950K［3］。为了满足这些极具挑战的要求，钛合金用量更高，树脂基复合材料开始大量使用，新型阻燃钛合金、单晶镍基合金和更耐高温的陶瓷基复合材料应用到发动机部件上，独特的冷却技术(如:Lamilloy结构、超级冷却和铸冷等)也应用在发动机上。下面为第4代战斗机发动机典型部件的用材情况。

外涵机匣均为树脂基复合材料。F119发动机选用PMR-15基复合材料。风扇多为全钛结构，F119和F135都采用实心结构，而F136发动机第1级风扇转子叶片选用空心结构;最为特殊的F135发动机第1级空心静子叶片采用树脂基复合材料［4～6］。

高压压气机转子前几级采用钛合金，后几级采用高温合金;静子叶片选用高强度阻燃钛合金或高强度镍基高温合金，F119发动机采用高强度阻燃钛合金Alloy C，F135和F136发动机的前部采用钛合金，后部分别采用高温合金。F135发动机的3号轴承可能选用氮化硅掺杂陶瓷材料。

燃烧室火焰筒主要为镍基高温合金并涂覆陶瓷热障涂层，F119发动机和F135发动机采用了浮动壁结构，而F136发动机采用了Lamilloy结构。

涡轮转子叶片采用第2代单晶镍基高温合金并沉积热障涂层;静子叶片采用第2代单晶合金或陶瓷，如F135发动机120个导向器叶片选用陶瓷，F136发动机选用Lamilloy结构的单晶镍基合金;盘选用粉末合金或镍基高温合金，如F119发动机采用双重热处理的粉末高温合金;隔热支撑环选用低热膨胀合金。

加力燃烧室隔热屏选用镍基高温合金，筒体采用钛合金或高强度阻燃钛合金Alloy C。喷管主调节片选用高温合金;外调节片为 SPECARBINOX A262碳纤维增强的陶瓷基复合材料。

1.3 第5代战斗机发动机

第5代战斗机发动机是目前准备研制的推重比12～15的小涵道比加力涡扇发动机，将以在空军科技研究计划、IHPTET、AMET、VAATE、UEET 等综合性研究计划［7～9］中的先进材料与工艺和在 HITEMP、TMCTECC、经济型的树脂基复合材料、DOD MANTECH、空军科技等专项研究计划下开发和验证的先进材料为基础。

第5代战斗机发动机风扇和压气机叶片、支板、进气机匣、外涵机匣等低温部件更多地选用树脂(如PMR15、AFR700B等)基复合材料。低压轴、叶片、整体叶环、壳体结构等中温部件将更多地选用耐温816～982℃的钛铝金属间化合物和连续纤维增强的金属基复合材料。燃烧室火焰筒将更多地选用Lamilloy结构的高温合金、耐温1482℃陶瓷基复合材料和热障涂层;扩压器将更多地选用钛铝金属间化合物;外机匣将更多地选用金属基复合材料。涡轮叶片将更多地选用镍基单晶高温合金的超冷、铸冷结构、耐温1538～1649℃纤维增强的陶瓷基复合材料、高温钼基和铌基合金、耐温1093～1371℃金属间化合物、耐温1149℃热障涂层;涡轮盘将更多地采用耐高温的粉末合金和纤维增强的陶瓷基复合材料。加力燃烧室衬套将更多地选用耐1204℃陶瓷、金属基复合材料、耐温1538℃碳/碳复合材料。喷管将更多地选用树脂基复合材料、耐温1093℃金属间化合物、耐温1371℃无冷却的非金属材料、陶瓷基复合材料和碳/碳复合材料。

2 发展趋势

2.1 密度降低，强度提高

减轻发动机部件的质量对于增大战斗机发动机的推重比非常重要，而其最直接且有效的途径就是采用质量更轻的材料。因而，随着先进轻质材料的开发成功，战斗机发动机用材正在向低密度与高强度方向发展。

目前，树脂基复合材料(PMC)、金属(特别是钛合金)基复合材料(MMC)［10～12］和钛铝金属间化合物逐渐替代钢、钛合金和镍基合金［13，14］用于制造风扇/包容机匣、风扇转子/静子叶片、发动机短舱和反推力装置等低温部件;树脂基复合材料、金属(钛、镍)基复合材料和钛铝/镍铝金属间化合物将替代钛合金和镍基高温合金用于压气机转子叶片、压气机整体叶环、发动机低压轴、压气机静子叶片、机匣、排气喷管作动筒与调节片的连杆等中温部件;新一代高温合金、镍铝金属间化合物、先进热障涂层和陶瓷基复合材料(CMC)［15～17］逐步替代镍基高温合金用于燃烧室、涡轮、加力燃烧室与喷管等高温部件。这将使战斗机发动机的推重比明显增大。表1示出了这些先进材料相对被其替代材料的优势。

表1 先进材料相对被其替代材料的优势Table 1 Advantages on advanced materials compared to the original materials

据GEAE公司报道，TF39发动机采用了386个树脂基复合材料零件，总质量为84.4kg，占发动机总质量的3%，替代了122.6kg的金属零件，零件质量减轻35%，零件费用降低30%;CF6-6和CF6-50发动机采用了285个树脂基复合材料零件，总质量为127.1kg，占发动机总质量的4%，替代了181.6kg的金属零件，零件质量减轻35%，零件费用降低30%。之后研制的发动机，如GEAE公司的F404、F414增推、F110-GE-132、F136等军用发动机和GE90-115B、GENX等民用发动机，PW公司的F119、F135等军用发动机和PW4084、PW4168、PW8000等民用发动机，SNECMA公司的M88军用发动机，RR公司的 TRENT700、TRENT800、TRENT900、TRENT 1000等民用发动机，采用了更多的树脂基复合材料零件。在IHPTET研究计划中，AFR700B基复合材料用于制造验证机支板，并进行了验证，将应用于F136发动机上;对由AFR700B基复合材料制造的IHPTET研究计划验证机外涵机匣等静止部件进行了验证，并准备用于F119发动机上。

钛基复合材料在压气机静子/转子叶片、整体叶环、盘、轴、机匣、尾部结构和作动杆等零部件上的应用研究已经取得重大进展，并已经在F414增推型、F100改进型、联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG)验证机上进行了试验验证。

2.2 耐温能力增强

提高温度是增大战斗机发动机推重比非常重要的措施，而其最直接且有效的途径就是采用耐更高温度的材料、热障涂层和散热性好的结构。

战斗机发动机用材呈现2个发展趋势:(1)现有材料向更耐高温度发展;(2)更耐高温度的新材料取代现有材料。

涡轮叶片用单晶高温合金［13，14］已经从20世纪80年代初PW公司成功研制的第1代单晶高温合金—PW1480发展到第5代，平均换代时间为5年左右;每代耐温能力提高接近30℃(每年提高大约6℃)，每代的蠕变强度、热疲劳强度、抗氧化性能和抗腐蚀特性等都得到了不同程度的提高。

涡轮盘用粉末合金，已由1972年PW公司成功开发的第1代镍基粉末高温合金—IN100发展到第3 代(Alloy 10，ME3，LSHR，NR3)，耐温能力由650℃提高到750℃以上;抗拉强度比第2代高，比第1代略低;但裂纹扩展速率较第2代更低。

高温部件的热障涂层［15～17］于20世纪50年代成功地应用于战斗机发动机燃烧室上。20世纪80年代初，等离子喷涂热障涂层PWA264成功地应用在JT9D战斗机发动机涡轮叶片上;20世纪80年代中后期以来，已经广泛地应用在战斗机发动机高温部件上。目前，已经发展了隔热效果达到167℃的第4代陶瓷热障涂层与环境障涂层，更高效的第5代纳米热障涂层也正在研制。

陶瓷基复合材料［10，12］具有低密度、耐高温、耐腐蚀和耐烧蚀等优点，是战斗机发动机燃烧室/加力燃烧室火焰筒、涡轮转子/静子叶片、加力燃烧室火焰稳定器、排气喷管调节片等部件的极好候选材料。目前，GEAE、SNECMA、PW、RR 等公司集中研究具有二维或三维纤维增强的陶瓷基复合材料，如金属纤维增强的陶瓷基复合材料、碳纤维增强的陶瓷基复合材料和陶瓷纤维或晶须增强的陶瓷基复合材料，其中SNECMA公司已将其应用于M53和M88发动机上。耐温1370℃的陶瓷基复合材料，正在中等载荷发动机零件上试验验证;近期耐温1480℃的陶瓷基复合材料将在美国NASA开发和验证;远期耐温1650℃的陶瓷基复合材料将由美国NASA开发和验证。

碳/碳复合材料［11］具有质量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击和耐腐蚀等优异性能，是世界战斗机发动机先进国家为未来战斗机发动机热端部件研究和发展的新型高温结构材料。美国已经将碳/碳复合材料应用于F100发动机的加力燃烧室喷嘴，还计划将其应用于F119发动机的排气喷管;法国已经将它应用于M53发动机加力燃烧室的喷油杆、隔热屏和调节片。目前，人们正在研究和解决其高温抗氧化性能差的问题。

2.3 材料、工艺与结构设计一体化

材料、工艺和设计研究人员针对特定部件，共同选择和确定材料与工艺，甚至进行材料选择、工艺设计与结构设计，使部件达到整体优化。

直到进入20世纪70年代，战斗机发动机设计与制造商才开始开展材料与工艺的综合研究。最为典型的就是镍基高温合金，通过不断优化材料组分、增强材料特性开发先进的工艺，如柱晶、单晶、共晶、快速凝固和超单晶等，发展新型镍基单晶合金和涡轮盘粉末高温合金，进一步增强材料的特性。

20世纪80年代以来，世界战斗机发动机设计与制造商对 AFll5，DTP In100，Alloyl0，ME3 以及LSHR等材料进行了单合金双性能粉末盘研究。PW公司采用双重热处理工艺(DTP)制造了Inl00双性能粉末盘，并成功地应用到F119发动机的高压/低压涡轮上。该盘轮缘部分的损伤容限能力提高，适应了榫槽可能出现的微裂纹;轮毂部分的强度提高，满足了高强度和低循环疲劳的要求。在IHPTET研究计划下，PW公司将AF2-1DA粉末合金进行热等静压、挤压制坯和超塑性锻造，制成盘件，再进行真空定向热处理;采取控制温度梯度的方法，在轮缘和轮毂部分获得不同的晶粒度和性能。

20世纪90年代，世界战斗机发动机设计与制造商开始进行双合金粉末盘和双合金整体涡轮的研究。美国TRW公司和GE公司采用热等静压预成形工艺，制造了AF115/Rene95双合金粉末涡轮盘，并在IHPTET研究计划第2阶段的JTDE验证机上验证了“抗蠕变和抗疲劳特性较当时(2002年)材料提高167℃，轮缘工作温度达到816℃”的特性。俄罗斯采用热等静压扩散连接工艺，制造了双合金粉末合金涡轮盘。日本从气体雾化粉末开始，采用热等静压成形和超塑性锻造技术，制造了由TMP-3轮毂/AFll5轮缘构成的双合金涡轮盘。美国在IHPTET研究计划下，还验证了将CMSX-4单晶叶片与NF3粉末盘相连接的整体涡轮和将Lamilloy单晶叶片与粉末合金盘连接的XTC16/1A核心机整体涡轮。

特别是在复合材料的开发与制造过程中，世界战斗机发动机设计与制造商将结构设计工程师、材料人员与工艺人员等组成一体化小组，在设计之初进行全面合作，使构件的功能特性、材料的组分比例与取向的选择和确定、制件的成形与加工过程、制件的形状和质量实现了真正的融合，使部件的综合性能实现了整体优化。例如:树脂基复合材料风扇叶片/进口机匣、金属基复合材料整体叶环、陶瓷基复合材料火焰筒/涡轮叶片/喷管调节片等部件已经陆续开发成功，并成功地在战斗机发动机上应用。

3 结论

战斗机发动机先进材料向密度更低、强度更高、耐温能力更好、材料/工艺/设计全面一体化的方向发展，并促进发动机研制向推重比更高、机动性更好、可靠性更高、寿命更长等方向发展。

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