发重了。。请版主删了吧

太行发动机是我国自行研制的首款大推力高性能涡扇发动机，在我国发动机研制史上具有重要地位，是中国航空发动机发展的里程碑之一。今天让我们回顾该型发动机研发道路上一些鲜为人知的故事：

　　1995年6月7日，当时的副总参谋长的曹刚川传达了中央军委的重要决定，这个实际是军令状的重要决定要求：太行发动机一是配新型歼击机（歼10），二是作某型飞机的后继动力（歼11B）。因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在这条船上了，各级领导都非常重视。这是关键中的关键，重中之重。

　　由于当时的轰6空中试车台是于1976年12月正式投入试飞的，已经面临退役（轰6航空发动机空中试车台1996年10月退役），太行发动机实际上没有合适的飞行平台进行领先试飞。1993年3月，一航动力所向原中国航空工业总公司报告，申请提供一架我国引进的飞机作为飞行平台对“太行”发动机进行领先试飞。

　1998年9月，完成了配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配，仅用1个半小时装飞机成功。

　　其实太行研制过程最终阻碍就是缺乏发动机相关的关键技术、材料工艺、试验条件储备。这些问题直接导致太行研制非常艰难，缺乏基本技术储备，常常需要临阵攻关，不断失败。太行发动机研制中先后发生各种技术问题和故障200多项，研制中几次大的故障，使研制工作陷入困境。尤其是质量管理能力欠缺，导致研制工作几度陷入绝境：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；另一次是在高空台模拟试验和调整试飞中，5个起落出现3次“特情”（喷零件）；第三次是配装太行发动机的飞机进行规定试飞的科目，发动机突然空中停车（2004年7月20日，试飞员丁三喜驾驶飞机在阎良机场起飞，当飞行到数千米高空时，突然听到一声响，左发停车了）。　

　经过4个月的努力，经过组织调整，把质量管理和控制纳入程序化管理轨道，明确“项目副总师负责制”、“项目问责制”，完成17份故障计算、研究、分析报告，经过排故的发动机经过了改进措施设计、加工和试验验证，并进行了排故措施验证评审，将排故措施落实后，重新装配恢复生产，重新试飞。（图为安装太行发动机的我军歼-11B战斗机）

　太行研发突破了一批具有自主知识产权的核心技术和关键技术，取得了重大成果。发动机的设计采用了大量的先进部件技术和整机匹配技术，其中多项填补了国内空白，有的已经达到国际先进水平；上百项新材料、新工艺的成功应用，使发动机材料技术和制造技术实现了一系列重大突破。先后在新材料、新工艺上攻克了300多项厂、部级关键技术。其中，研制出的第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。 全面掌握了风扇转子单元体、燃烧室联合单元体、低压涡轮厂轴等8大部件的新工艺。（图为太行发动机总师张恩和）

太行发动机定型试飞的三年，解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常等试飞等问题。在艰难的调整试飞中，解决了发动机“小发提前脱开”这块硬骨头。2004年5月，太行发动机的试飞遇到了一个十分棘手的问题：飞机在高空小表速飞行时经常出现异响，试飞员丁三喜终于找到问题所在，成功解决。
http://himg2.huanqiu.com/attachm ... 130521082751953.jpg
　太行发动机定型试飞的三年，解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常等试飞等问题。在艰难的调整试飞中，解决了发动机“小发提前脱开”这块硬骨头。2004年5月，太行发动机的试飞遇到了一个十分棘手的问题：飞机在高空小表速飞行时经常出现异响，试飞员丁三喜终于找到问题所在，成功解决。
　　定型前的两项长试：设计定型持久寿命试车和长久初始寿命试车是对发动机使用可靠性最为苛刻的全面考核。2005年11月10日，太行发动机终于通过了设计定型前最后一道难关－－长久初始寿命试车，40多天的试验一次通过，获得了飞向蓝天的通行证，开始批量装备部队。目前正在继续努力解决批量生产的质量稳定性和一致性。
　　我国发动机以前一直难以突破的不仅技术基础和技术储备薄弱，工程试验经验积累不足，试验设备、加工设备缺乏，而且材料和工艺相对落后。经过研制太行，我们在材料，制造工艺，和质量管理体系建设上都获得了突破。

　　材料上，超高温镍铝合金、钛合金及其相应的特种陶瓷在50年坚持不懈努力后，获得完美突破。例如师昌绪院士的国家科技一等奖就是一个例子。

质量管理体系上，形成了自己独有的研发、制造和试飞质量管理流程和体系。例如在管理体系上，太行研制采取分段开发策略，先验证机后原型机，这是中国航空发动机史上是第一次，此举规避了项目研制中大的风险。
　　在制造工艺上，更是全面突破，超过俄罗斯，接近美国。例如精铸空心叶片工艺（包括叶身无余量叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件工艺），涡轮进口温度提高了450℃，这项工艺是决定高推重比发动机所能达到最高性能水平的关键技术，而且能大幅度减轻涡扇发动机重量，降低制造成本，提高推重比，获得突破。目前我们定向空心叶片精铸件，钛合金叶片精锻件，单晶合金叶片精铸件，钛合金精铸机匣都可批量生产，目前我们的工艺可以使精密锻、铸件减轻重量20%和降低成本30%左右。

此外也突破了多向模锻、真空热处理、表面镀镉钛和喷丸及孔挤压强化处理等工艺，提高了涡扇发动机使用寿命和可靠性。
　　上述突破中，单晶空心叶片精铸、粉末高温合金涡轮盘超塑性锻造、喷射沉积成形和隔热涂层技术工艺突破是最关键的。

　　而热等静压和超塑性锻造，粉末高温合金和液态金属快速冷却轧制，非晶态材料生产，钛合金锻造用玻璃润滑剂生产，铸造用型芯和壳体材料及涂料等生产工艺突破更是使我们具备了研制更高水平涡扇发动机的技术储备。

　　此外摩擦焊接、热等静压和液相扩散焊等热加工技术分别与整体涡轮转子、整体叶盘结构和大型夹芯结构风扇叶片及对开叶片等新结构同步突破。

　在上述基础上，目前正在进行研究的工作包括双合金整体叶盘结构（单晶叶片和粉末盘）热等静压复合成形技术；超纯净高温合金涡轮盘喷射成形技术；铝基复合材料构件喷射成形技术温度；2000－－2100K的高效冷却单晶叶片制造技术（包括复杂结构叶片精密铸造技术、抗高温型芯和壳体材料及其精密制备技术及涂料技术、配套的电子束物理气相沉积技术）；钛合金机匣叶片整体结构件精铸技术；高温合金机匣精铸技术；铝合金唇口及附件壳体等大型结构件精铸技术；大型薄壁高强蜡型和壳型制造技术及涂料技术；铸造过程的数值模拟技术；粉末高温合金盘件喷射成型盘坯技术；以及特种焊接技术（包括单晶、NiAl、TiAl、C/C复合材料、Ti基复合材料、陶瓷结构件及异种材料构件真空钎焊技术）等。
　　另外最近连续梯度结构新型隔热涂层技术（可将隔热效果提高至100～200℃）；涡轮叶片内腔冷却通道循环气相渗工艺、镍铝金属间化合物构件高温防护涂层技术等也在陆续突破。上面罗列一推名词，到底价值是什么呢？举例来讲，我们突破的整体叶盘结构工艺，是美国的先进战斗机（ATF）计划的核心技术，例如F414发动机采用了共5级的整体叶盘。根据美国国防部的高性能涡轮发动机技术（IHPTET）的第3阶段计划，到2020年，战斗机上安装的发动机涡轮都将采用整体叶盘结构。

　　整体叶盘结构的刚性好，平衡精度高。它提高了结构的气动效率，省去了连接用的榫头和榫槽，避免了榫槽损伤等潜在的故障，从而使整台发动机推重比得到显著提高。

　　而我们整体叶盘制造采用的主要工艺是最先进的五坐标数控铣削加工整体叶盘（与美国一样）。整体叶盘毛坯一般采用高强度难加工材料（例如(α+β)双相热强钛合金，具有良好的高温强度、耐腐蚀性、断裂韧性、热稳定性和蠕变性能），不允许有裂纹和缺陷，叶片薄、扭曲度大、叶展长、受力易变形，而且由于叶片间的通道深而窄、开敞性很差，材料切除率很高。

　　我们在高精度五坐标机床、五轴联动编程技术、刀具技术等发面获得突破（关键技术包括叶盘通道与刀轴矢量的控制、刀具轨迹设计及光顺处理、通道的高效粗加工技术、叶片型面的精确加工技术、加工变形控制和叶片与刀具减振技术等）。

　　再举一个例子，那就是涡扇发动机叶片的激光冲击强化工艺（这个工艺是利用高峰值功率密度（>109W/cm2）的激光作用于金属靶材表面的吸收层，产生高压(>1GPa)等离子体，该等离子体受到约束层的约束时产生冲击波使金属材表层就产生塑性变形，获得表面残余压应力。由于其强化原理类似喷丸，因此也称作激光喷丸）。

　　涡扇发动机叶片在转子高速旋转带动及强气流的冲刷下，承受着拉伸、弯曲和振动等多种载荷，特别是位于进气端的压气机叶片或前风扇叶片，被随气流进来的异物撞击后很易破坏使发动机失效以至酿成事故。叶片遭受异物撞击后，在叶片的前、后缘局部形成缺口、形变或裂纹，造成应力集中或直接成为破坏源，直接威胁叶片的安全使用寿命。航空发动机叶片采用喷丸处理后可以延迟裂纹的萌生，提高叶片的使用寿命。

　　美国在1995年研究了钛合金风扇叶片对异物破坏的敏感性，发现经过激光冲击强化的F101叶片即使有异物损伤缺口，其疲劳强度接近甚至超过没有破坏也没有经过任1997年开始激光冲击强化钛合金叶片，2004年开始F119发动机整体叶盘的强化，目前累计强化叶片十万片以上，提高叶片寿命5－－6倍。目前美国在F110、F101、F404的风扇叶片、叶盘都普遍采用 。

　　我国在采用整体叶盘加工后，发现尽管整体叶盘具有减重、减级、增效、高可靠性的优点，但整体叶盘结构复杂，通道窄、叶片薄，弯扭大，无论是机械加工还是表面强化难度都很大，必须进行激光强化，现在已经突破了风扇整体叶盘激光冲击强化工艺，强化后喷丸的叶片高频振动疲劳寿命提高20倍，制出系列激光冲击强化设备达到国际先进水平，并开始出口GE。

　　太行好事多磨，不但研制出一款涡扇发动机，更重要的是积累了一大批下一代涡扇发动机需要的工艺和技术，以及有经验和专业配套的涡扇发动机开发队伍，这才是未来的希望。这大概就是待时而进。而且以太行核心机进一步研发的舰用燃气轮机也获得突破。



据说下一代推重比10的涡扇发动机（WS15）进展极为顺利，这就是太行积累等待的结果。做大事，必须厚积薄发。20年等待积累算什么，弹指一挥间。


地址：http://mil.huanqiu.com/mlitaryvision/2013-05/2693426.html




太行发动机是我国自行研制的首款大推力高性能涡扇发动机，在我国发动机研制史上具有重要地位，是中国航空发动机发展的里程碑之一。今天让我们回顾该型发动机研发道路上一些鲜为人知的故事：

　　1995年6月7日，当时的副总参谋长的曹刚川传达了中央军委的重要决定，这个实际是军令状的重要决定要求：太行发动机一是配新型歼击机（歼10），二是作某型飞机的后继动力（歼11B）。因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。空军下一步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在这条船上了，各级领导都非常重视。这是关键中的关键，重中之重。

　　由于当时的轰6空中试车台是于1976年12月正式投入试飞的，已经面临退役（轰6航空发动机空中试车台1996年10月退役），太行发动机实际上没有合适的飞行平台进行领先试飞。1993年3月，一航动力所向原中国航空工业总公司报告，申请提供一架我国引进的飞机作为飞行平台对“太行”发动机进行领先试飞。

　1998年9月，完成了配装飞机的全尺寸金属样机制造和装配，仅用1个半小时装飞机成功。

　　其实太行研制过程最终阻碍就是缺乏发动机相关的关键技术、材料工艺、试验条件储备。这些问题直接导致太行研制非常艰难，缺乏基本技术储备，常常需要临阵攻关，不断失败。太行发动机研制中先后发生各种技术问题和故障200多项，研制中几次大的故障，使研制工作陷入困境。尤其是质量管理能力欠缺，导致研制工作几度陷入绝境：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；另一次是在高空台模拟试验和调整试飞中，5个起落出现3次“特情”（喷零件）；第三次是配装太行发动机的飞机进行规定试飞的科目，发动机突然空中停车（2004年7月20日，试飞员丁三喜驾驶飞机在阎良机场起飞，当飞行到数千米高空时，突然听到一声响，左发停车了）。　

　经过4个月的努力，经过组织调整，把质量管理和控制纳入程序化管理轨道，明确“项目副总师负责制”、“项目问责制”，完成17份故障计算、研究、分析报告，经过排故的发动机经过了改进措施设计、加工和试验验证，并进行了排故措施验证评审，将排故措施落实后，重新装配恢复生产，重新试飞。（图为安装太行发动机的我军歼-11B战斗机）

　太行研发突破了一批具有自主知识产权的核心技术和关键技术，取得了重大成果。发动机的设计采用了大量的先进部件技术和整机匹配技术，其中多项填补了国内空白，有的已经达到国际先进水平；上百项新材料、新工艺的成功应用，使发动机材料技术和制造技术实现了一系列重大突破。先后在新材料、新工艺上攻克了300多项厂、部级关键技术。其中，研制出的第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。 全面掌握了风扇转子单元体、燃烧室联合单元体、低压涡轮厂轴等8大部件的新工艺。（图为太行发动机总师张恩和）

太行发动机定型试飞的三年，解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常等试飞等问题。在艰难的调整试飞中，解决了发动机“小发提前脱开”这块硬骨头。2004年5月，太行发动机的试飞遇到了一个十分棘手的问题：飞机在高空小表速飞行时经常出现异响，试飞员丁三喜终于找到问题所在，成功解决。
http://himg2.huanqiu.com/attachm ... 130521082751953.jpg
　太行发动机定型试飞的三年，解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常等试飞等问题。在艰难的调整试飞中，解决了发动机“小发提前脱开”这块硬骨头。2004年5月，太行发动机的试飞遇到了一个十分棘手的问题：飞机在高空小表速飞行时经常出现异响，试飞员丁三喜终于找到问题所在，成功解决。
　　定型前的两项长试：设计定型持久寿命试车和长久初始寿命试车是对发动机使用可靠性最为苛刻的全面考核。2005年11月10日，太行发动机终于通过了设计定型前最后一道难关－－长久初始寿命试车，40多天的试验一次通过，获得了飞向蓝天的通行证，开始批量装备部队。目前正在继续努力解决批量生产的质量稳定性和一致性。
　　我国发动机以前一直难以突破的不仅技术基础和技术储备薄弱，工程试验经验积累不足，试验设备、加工设备缺乏，而且材料和工艺相对落后。经过研制太行，我们在材料，制造工艺，和质量管理体系建设上都获得了突破。

　　材料上，超高温镍铝合金、钛合金及其相应的特种陶瓷在50年坚持不懈努力后，获得完美突破。例如师昌绪院士的国家科技一等奖就是一个例子。

质量管理体系上，形成了自己独有的研发、制造和试飞质量管理流程和体系。例如在管理体系上，太行研制采取分段开发策略，先验证机后原型机，这是中国航空发动机史上是第一次，此举规避了项目研制中大的风险。
　　在制造工艺上，更是全面突破，超过俄罗斯，接近美国。例如精铸空心叶片工艺（包括叶身无余量叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件工艺），涡轮进口温度提高了450℃，这项工艺是决定高推重比发动机所能达到最高性能水平的关键技术，而且能大幅度减轻涡扇发动机重量，降低制造成本，提高推重比，获得突破。目前我们定向空心叶片精铸件，钛合金叶片精锻件，单晶合金叶片精铸件，钛合金精铸机匣都可批量生产，目前我们的工艺可以使精密锻、铸件减轻重量20%和降低成本30%左右。

此外也突破了多向模锻、真空热处理、表面镀镉钛和喷丸及孔挤压强化处理等工艺，提高了涡扇发动机使用寿命和可靠性。
　　上述突破中，单晶空心叶片精铸、粉末高温合金涡轮盘超塑性锻造、喷射沉积成形和隔热涂层技术工艺突破是最关键的。

　　而热等静压和超塑性锻造，粉末高温合金和液态金属快速冷却轧制，非晶态材料生产，钛合金锻造用玻璃润滑剂生产，铸造用型芯和壳体材料及涂料等生产工艺突破更是使我们具备了研制更高水平涡扇发动机的技术储备。

　　此外摩擦焊接、热等静压和液相扩散焊等热加工技术分别与整体涡轮转子、整体叶盘结构和大型夹芯结构风扇叶片及对开叶片等新结构同步突破。

　在上述基础上，目前正在进行研究的工作包括双合金整体叶盘结构（单晶叶片和粉末盘）热等静压复合成形技术；超纯净高温合金涡轮盘喷射成形技术；铝基复合材料构件喷射成形技术温度；2000－－2100K的高效冷却单晶叶片制造技术（包括复杂结构叶片精密铸造技术、抗高温型芯和壳体材料及其精密制备技术及涂料技术、配套的电子束物理气相沉积技术）；钛合金机匣叶片整体结构件精铸技术；高温合金机匣精铸技术；铝合金唇口及附件壳体等大型结构件精铸技术；大型薄壁高强蜡型和壳型制造技术及涂料技术；铸造过程的数值模拟技术；粉末高温合金盘件喷射成型盘坯技术；以及特种焊接技术（包括单晶、NiAl、TiAl、C/C复合材料、Ti基复合材料、陶瓷结构件及异种材料构件真空钎焊技术）等。
　　另外最近连续梯度结构新型隔热涂层技术（可将隔热效果提高至100～200℃）；涡轮叶片内腔冷却通道循环气相渗工艺、镍铝金属间化合物构件高温防护涂层技术等也在陆续突破。上面罗列一推名词，到底价值是什么呢？举例来讲，我们突破的整体叶盘结构工艺，是美国的先进战斗机（ATF）计划的核心技术，例如F414发动机采用了共5级的整体叶盘。根据美国国防部的高性能涡轮发动机技术（IHPTET）的第3阶段计划，到2020年，战斗机上安装的发动机涡轮都将采用整体叶盘结构。

　　整体叶盘结构的刚性好，平衡精度高。它提高了结构的气动效率，省去了连接用的榫头和榫槽，避免了榫槽损伤等潜在的故障，从而使整台发动机推重比得到显著提高。

　　而我们整体叶盘制造采用的主要工艺是最先进的五坐标数控铣削加工整体叶盘（与美国一样）。整体叶盘毛坯一般采用高强度难加工材料（例如(α+β)双相热强钛合金，具有良好的高温强度、耐腐蚀性、断裂韧性、热稳定性和蠕变性能），不允许有裂纹和缺陷，叶片薄、扭曲度大、叶展长、受力易变形，而且由于叶片间的通道深而窄、开敞性很差，材料切除率很高。

　　我们在高精度五坐标机床、五轴联动编程技术、刀具技术等发面获得突破（关键技术包括叶盘通道与刀轴矢量的控制、刀具轨迹设计及光顺处理、通道的高效粗加工技术、叶片型面的精确加工技术、加工变形控制和叶片与刀具减振技术等）。

　　再举一个例子，那就是涡扇发动机叶片的激光冲击强化工艺（这个工艺是利用高峰值功率密度（>109W/cm2）的激光作用于金属靶材表面的吸收层，产生高压(>1GPa)等离子体，该等离子体受到约束层的约束时产生冲击波使金属材表层就产生塑性变形，获得表面残余压应力。由于其强化原理类似喷丸，因此也称作激光喷丸）。

　　涡扇发动机叶片在转子高速旋转带动及强气流的冲刷下，承受着拉伸、弯曲和振动等多种载荷，特别是位于进气端的压气机叶片或前风扇叶片，被随气流进来的异物撞击后很易破坏使发动机失效以至酿成事故。叶片遭受异物撞击后，在叶片的前、后缘局部形成缺口、形变或裂纹，造成应力集中或直接成为破坏源，直接威胁叶片的安全使用寿命。航空发动机叶片采用喷丸处理后可以延迟裂纹的萌生，提高叶片的使用寿命。

　　美国在1995年研究了钛合金风扇叶片对异物破坏的敏感性，发现经过激光冲击强化的F101叶片即使有异物损伤缺口，其疲劳强度接近甚至超过没有破坏也没有经过任1997年开始激光冲击强化钛合金叶片，2004年开始F119发动机整体叶盘的强化，目前累计强化叶片十万片以上，提高叶片寿命5－－6倍。目前美国在F110、F101、F404的风扇叶片、叶盘都普遍采用 。

　　我国在采用整体叶盘加工后，发现尽管整体叶盘具有减重、减级、增效、高可靠性的优点，但整体叶盘结构复杂，通道窄、叶片薄，弯扭大，无论是机械加工还是表面强化难度都很大，必须进行激光强化，现在已经突破了风扇整体叶盘激光冲击强化工艺，强化后喷丸的叶片高频振动疲劳寿命提高20倍，制出系列激光冲击强化设备达到国际先进水平，并开始出口GE。

　　太行好事多磨，不但研制出一款涡扇发动机，更重要的是积累了一大批下一代涡扇发动机需要的工艺和技术，以及有经验和专业配套的涡扇发动机开发队伍，这才是未来的希望。这大概就是待时而进。而且以太行核心机进一步研发的舰用燃气轮机也获得突破。



据说下一代推重比10的涡扇发动机（WS15）进展极为顺利，这就是太行积累等待的结果。做大事，必须厚积薄发。20年等待积累算什么，弹指一挥间。


地址：http://mil.huanqiu.com/mlitaryvision/2013-05/2693426.html