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来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/05/03 10:50:33
高推重比发动机的关键制造技术
21世纪高推重比发动机要求减轻结构重量，降低研制和制造成本，这对制造技术提出了更加苛刻的要求,使发动机结构工艺性更加恶化。为此，国外将研究出全新的制造技术群
以F119发动机为代表的 推重比10一级的发动机将成为以F-22为代表的第四代战斗机的动力装置。预计2020年以前，发动机推重比将提高至15～20，许多关键技术前期研究项目已经取得成果，不少已在XTC16/1A核心机和系列化的先进涡轮发动机燃气发生器验证机上进行了验证。
在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，必须减轻发动机结构重量，提高发动机的结构效率和燃气温度。为此，除改进发动机设计方法外，还发展和采用了先进的轻质高性能材料与高结构效率的整体、轻量化结构。因而，使发动机的结构工艺性、可加工性和可生产性进一步恶化。为此，国外相继研发了一系列关键制造技术。
宽弦风扇叶片制造技术
F119和EJ200等推重比10一级的发动机均采用宽弦风扇叶片。F119的3级风扇叶片均为宽弦叶片。宽弦无凸台风扇叶片可有两种选择方案，即钛合金风扇叶片和复合材料风扇叶片。F119采用PW E3发动机的方案，即用钛合金毛坯经切削加工成两半叶片，用真空扩散焊接成一个整体空心平板叶身，然后在真空炉内通过蠕变、弯扭初步成形，最后经超塑成形至最终叶型。美国普惠公司和汉密尔顿标准公司联合研发了复合材料风扇叶片。目前研发的复合材料风扇叶片主要有：
1.钛梁-环氧树脂基复合材料蒙皮壳体结构，壳内填充泡沫；
2.全复合材料风扇叶片，一旦通过耐久性试验，可用作高性能发动机的风扇叶片；
3.目前正在研究推重比15～20高性能发动机的复合材料风扇叶片，它是一种空心的、用连续碳化硅纤维增强的钛金属基复合材料（MMCS）制造成的叶片，是用超塑成形/扩散连接工艺制造的轻质量、高刚度、高耐冲击破坏强度的空心风扇叶片，可使发动机结构重量减轻14%。这种复合材料风扇叶片选用的碳化硅纤维材料是SCS-6，基体材料是Ti-6Al-4V。SCS-6/Ti-6-4钛基复合材料的纵向抗拉强度和抗疲劳强度优于其他备选材料，碳化硅纤维标称直径为0.142毫米。首先，将SCS-6纤维制成经固化的SCS-6/Ti-6-4钛面板，再用此面板加工成楔形板，用钢模和超塑成形/扩散连接工艺将面板制成型板，然后，进行尺寸检测和无损检验，经质量检查合格后，将若干个型板按风扇叶片的尺寸要求制成叠板组件，最后进行超塑成形/扩散连接。叶片蒙皮厚度从叶根至叶尖递减。蒙皮制造方法是，将单向排列的SCS-6纤维与钛交织成编织物（用钛箔控制纤维间隔），按照厚度要求确定蒙皮层数，最后在热等静压罐内固结。金属基复合材料风扇叶片的制造过程大致如下：先制成蒙皮面板→制成叠板组件→扩散连接（在热压罐内）→扭转弯度成形→超塑成形→无损检验→表面光整加工。
在综合高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET）的第一阶段中，在XTE65/2验证机上试验了一种用Ti-6Al-4V钛合金制造的带后掠角、小展弦比、无凸台的风扇叶片，其效率和喘振裕度均高于现役先进发动机的风扇叶片。其制造方法未见报道，估计采用多坐标计算机数控加工技术制成。
整体叶盘制造技术
推重比10发动机的压气机和涡轮采用整体叶盘结构,如F119和EJ200的风扇与压气机为钛合金整体叶盘结构，涡轮采用高温合金整体叶盘结构；F120、F414-400发动机的第2、3级风扇和压气机前3级也采用整体叶盘结构。有的F119压气机转子也采用ALLOY-C型阻燃钛合金整体叶盘。ALLOY-C型钛合金不但具有良好的阻燃性能，而且具有良好的高温变形、冷轧、延展、焊接和铸造性能，其钣金成形延展率可达40%～50%。
目前，制造整体叶盘有以下技术途径：
● 电子束焊接法-- EJ200即采用此法制造,即先将单个叶片用电子束焊接成叶片环，后用电子束焊接技术将锻造和电解加工成形的轮盘腹板与叶片环焊接成整体叶盘结构。这种整体叶盘结构比传统的榫头连接的叶盘转子结构重量减轻30%，并可根除榫槽断裂危险。此方案采用的制造技术有电子束焊接技术、锻造技术、电解加工技术,以及线性摩擦焊接修理技术。
● 锻接法（用锻压植入叶片+扩散连接）--普惠公司试用锻接法制造整体涡轮转子。
锻接法是用局部加热法将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上。涡轮盘轮缘局部加热至变形温度后，用待连接的单晶叶片在局部加热的轮缘连接部位施压，使局部加热区域产生变形，即将叶片植入轮缘内的同时进行扩散连接过程，将叶片牢固地连接在涡轮盘的轮缘内。
锻接法的关键是正确有效地控制局部加热变形参数（温度、压力、变形量），这对叶片与轮盘之间消除松动、产生完全致密的高强度结合面是非常重要的。用此法制造的整体叶盘结构必须确保锻接过程中，叶片始终准确定位，并始终保持定位的位置。普惠公司已研究出叶片/盘的锻接工具，可准确地保持叶片的正确位置。
锻接工艺可有效用于超级耐热合金和钛合金之间的连接和修补，可用于风扇、压气机和涡轮整体叶盘结构的制造、修补和更换叶片。
● 五坐标计算机数控加工或电解加工技术--整体叶盘结构的制造还可采用经模锻的高温合金或钛合金实体整体叶盘毛坯经五坐标数控加工技术或数控电解加工技术成形。此种方法要切掉大量金属材料，价格昂贵,加工时间和制造周期长。
● 线性摩擦焊接（LFW）法--用线性摩擦焊将叶片焊接在轮盘上，可节省大量叶片的连接件和结构重量。它是先将叶片夹紧在轮缘的叶根上,并使轮盘周向以高速振动,在叶片和轮盘叶根界面产生一个窄的摩擦加热区，当加热区的温度达到要求的温度时即停止振动,叶片与轮盘固定直至固结在一起。此法要比用实体毛坯加工法更经济。欧洲战斗机的EJ200 发动机的3级低压压气机的整体叶盘是线性摩擦焊接技术成功应用的顶极标志。目前罗-罗公司和 MTU公司已用 LFW技术成功地制造了宽弦风扇整体叶盘，并将为JSF的发动机提供LFW整体叶盘。用LFW技术可从发动机上更换掉被鸟撞损坏的叶片，也可用LFW技术将叶片与用不同材料制造的轮盘焊接在一起，以获得最佳的减重效果。
整体叶环制造技术
推重比15～20高性能发动机，如XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。目前正在研究的整体叶环结构制造技术是一种用单长丝缠绕金属基复合材料结构的制造技术。用连续单根碳化硅长丝增强的钛合 金金属基复合材料制造的 压气机整体叶环转子可以 减少70%整体叶环转子结构的转动质量，而且可以提高高温性能。用单根长丝增强的钛合金金属基复合材料制造的整体叶环是用直径为100微米或更粗的碳化硅连续长丝，长度为25千米，在钛合金基体上缠绕成形而成。所用的长丝是在钨丝或未拧成丝束的单根碳纤维外表面用化学气相沉积工艺沉积一层硼化硅或碳化硅陶瓷，再将数根碳化硅纤维拧成纤维束制成连续的长丝。单长丝增强的复合材料在高温下在沿纤维方向具有很高的比强度和比刚度。目前有几种方法可以获得选择性增强的铝合金、钛合金、金属间化合物合金。如，在合金箔板之间排列铺放单向纤维束制成叠层板，然后用扩散连接方法将叠层板固结成整体构件。另一种方法是按要求采用在表面涂有基体金属的单根长丝制成长丝缠绕结构，然后用扩散连接方法将长丝缠绕的结构固结成整体构件。
目前，最常用的长丝表面涂敷方法有两种，其一，在纤维绕成纤维束的过程中用等离子喷涂方法将所要求的基体金属喷涂在纤维束的表面。其二，在长丝缠绕和固结之前，用物理气相沉积方法将基体材料沉积在缠绕的长丝表面。长纤维束排列铺放已经实现计算机控制的自动铺放。纤维束自动铺放是一种新型的复合材料制造技术。纤维束自动铺放机像纤维缠绕工艺一样把单根或多根纤维束材料缠绕在旋转芯轴上，亦可将多根纤维束在张力近乎为零的情况下直接铺放到模具表面。这种单长丝缠绕增强的复合材料在21世纪高推重比、高性能发动机中的应用具有很大的潜力，可以大幅度提高发动机的性能，降低结构重量；未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、压气机和涡轮整体叶环，以及涡轮轴、压气机机匣也将广泛采用这种复合材料制造。通常发动机的低温部件，如轴和机匣以及低压转子等采用单长丝增强的、以标准钛合金为基体材料的复合材料制造；而高温涡轮部件则用单长丝增强的金属间化合物合金为基体的复合材料制造。目前，正在原型发动机上对单长丝增强的金属基复合材料部件的性能进行评估。
另外，在IHPTET计划第2阶段中的新的核心机压气机上，将采用高温钛合金Ti1100钛合金代替Ti6Al4V制造整体叶环，而压气机静子将采用TiAl金属间化合物制造，可使耐热性能提高到700℃～800℃，减轻50%的结构重量，同时不易着火。Ti1100钛合金整体叶环结构的制造技术尚未见透露，估计采用锻坯加多坐标数控加工或数控电解加工技术制造。
复合层板冷却结构制造技术
多孔复合层板冷却结构是高推重比发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡轮叶片。它是将带有复杂冷却回路的Lamilloy多孔层板用扩散连接方法成形的冷却结构。多孔复合层板冷却结构的关键制造技术是复杂冷却回路的计算机辅助设计和绘制、"照相-腐蚀"或"照相-电解"工艺，也可用激光和电子束等特种工艺加工。
新型封严结构制造技术
推重比8一级发动机采用蜂窝封严结构，推重比10一级发动机采用丝刷封严结构。F119和EJ200采用刷式封严结构。它是由一组紧密捆在一起的直径为0.0136毫米金属丝鬃毛和内外夹板组成，鬃毛夹在内外夹板之间。鬃毛在轴的旋转方向偏置一个角度以减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角度可使鬃毛弯曲而不致折损，保持良好的封严性能。刷式封严结构对选材、制造、装配和使用都有严格的要求。1955年刷式封严首次试用于J47发动机，但未成功。1983年用于RB199发动机，通过定型试验，但未采用。90年代初，在V2500、EJ200等发动机上应用。艾利逊公司为高性能发动机研究的刷式封严装置的鬃毛材料为Hanynes25,封严板材为Nimonic75，鬃毛直径0.071毫米、倾角为450、刷子径向高度为7.26毫米、鬃毛表面经磨削处理，发动机轴轴径表面涂敷氧化铝涂层。鬃毛和封严板（内外夹板）采用压制、烧结高温钎焊或扩散连接方法制成刷式封严结构。鬃毛的拔制工艺和封严结构的详细制造工艺至今未见报道。
浮壁式火焰筒制造技术
推重比10一级发动机涡轮前温度达到1500℃～1700℃。艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁火焰筒结构。普惠公司研究了用玻璃陶瓷基复合材料制造浮壁式火焰筒结构。F119采用的浮壁式火焰筒结构是用多环段连接而成。环段背向火焰一面对流散热的凸环，并有缝隙形成冷却隔热气膜，隔热环是由浮动片组成，并用螺栓连接在外环段上。浮动片用精密铸造而成，而冷却隔热环局部喷涂热障涂层，以降低部件表面温度。
静止件制造技术
大型整体构件超薄壁厚精密铸造
精密铸造技术对减轻高推重比发动机结构重量和降低制造成本起着极其重要的作用。用精密铸件取代由多个零件组成的组件可以减少零件/连接件数量，节省工时，减轻结构重量。为了提高推重比，高性能发动机的燃气发生器扩压器是采用低密度轻质高温材料γ-Ti3Al合金精密铸造而成的。
由于现有铸造技术的限制造成发动机零件超重，出现超设计零件，使许多零件必须经过多道工序和后置处理工序才能完成零件的制造。美国普惠公司与艾利逊公司（后被罗-罗公司收购）推出一种超薄壁厚精密铸造工艺制造F119单晶整体过渡进气道扇形段，其最小壁厚仅有0.25毫米。这种技术大大简化了零件制造过程，仅需要一道精密铸造工序即可完成薄壁整体构件的制造，可取消许多后续加工工序，减少零件数量、减轻零件的结构重量和降低制造成本。采用这项技术可将由69个分离件组成的F119的过渡进气道扇形段铸造成一个整体件，预计可使每台F119减重6.8千克，后续工序由6道减为2道。此项技术是美国"可买得起，可重复生产先进战斗机计划"的一部分。美国空军要求在本项技术中引入快速响应技术，并将此项技术推广应用于其他航空产品和民用产品零件的制造。目前这项技术已经得到验证。另外，美国莱特实验室与普惠公司和艾利逊公司签订了650万美元合同，以改进镍基合金超簿壁厚精密铸造工艺。此项合同的研究重点是制造形状更加复杂（如扭转形状）和尺寸精度要求更高的零件。
喷射铸造成形
● spray喷射成形技术-- "一步成形法 "，即将熔融合金转化为致密、细晶、质地均匀、孔隙度为0.2%～2%的产品的成形技术。它是将合金材料放入感应炉内融化并用高速氮气雾化。其与制备超级合金粉末氩气雾化过程不同之处是合金的融滴在底层上集聚之前不许凝固。与常规P/M粉末冶金相比，简化了工艺过程，从雾化粉末到固结成零件的过程中减少了许多道工序，不仅可以降低成本，而且可以减少粉末产生污染的可能性。喷铸成形的零件可以用直接热等静压（HIP）进行致密性处理或进行热机械处理。
● Spraycast-X喷铸成形技术--这是一种快捷、低成本、高效率成形技术，可用于高推重比发动机的高精度、高质量的镍基超级合金环形件和机匣等结构件的制造。它可以将超级合金一步成形制成发动机的环形件和机匣的预制件，并可以减少常规的环形件和机匣生产所需的环轧工序总量。Spraycast-x成形技术是在spray喷射成形技术的基础上发展的先进的成形技术，即在spray成形技术的基础上增加了真空融化和处理工序。1998年已经推出了第三代生产型喷铸成形设备，可用于制造长度为1.5米,直径为1.4米的单直径或多直径的环形件和机匣。
用Spraycast-X+HIP、Spraycast-X+环轧和Spraycast-X+HIP+环轧方法制造的零件在室温和650℃温度下的拉伸强度可与常规锻造零件相媲美。
超高温树脂基复合材料静止部件制造
目前，军用发动机中复合材料用量已占结构重量的3%。高温树脂基复合材料（PMC）已广泛用于发动机的低温部件，如F119的带变几何形状导流叶片的进气道机匣和外涵道筒体采用CfR/聚酰亚胺树脂基复合材料，工作温度为316℃；外涵道筒体采用CfR/PMR15取代化铣钛合金结构，可减重15%～20%，成本降低30%～35%；美国空军研究AFR700B 超高温树脂基复合材料取代钛合金用作F119 的涡轮和压气机的静止构件与进气道的结构材料。AFR700具有更高的热稳定性和工艺性，可在371℃工作1000小时，在316℃工作10000小时。此外，国外还在研究：用于中介机匣的热塑性复合材料，其工作温度为347℃；用于压气机静止构件及进气道超高温树脂基复合材料，工作温度371℃。
F119的复合材料风扇进气道机匣采用先进的树脂转移造型法，即由Dow-UT公司研发的AdvRTM技术制造的。这种制造技术可以制造形状复杂的风扇进气道机匣，其所有外部气流通道表面光滑度和最终尺寸精度可与钛合金经机械加工的风扇进气道机匣相媲美，并可使风扇进气道机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序，因而可以大幅度降低结构重量和成本。
高温树脂基复合材料构件的制造技术有热压罐成形、模压成形、树脂转移成形和缠绕成形等。2020年前国外将进一步开发更加高效、可靠、低成本的制造方法和设备，探索具有良好加工性能和优良热稳定性的新聚合物合成技术。
目前，国外树脂基复合材料构件制造过程已经实现自动化，并采用自动控制系统完成铺放纤维和树脂转移造型。自动化RTM成形技术可以降低纤维铺放成本、生产形状复杂的构件和提高生产可重复性，并可将材料消耗降低到最小程度。先进的自动化纤维引导铺放、树脂膜浸渍和真空辅助RTM造型技术，为21世纪生产低成本、经济可承受的飞机和发动机提供了先进的制造技术，可以广泛用于复杂几何形状、大尺寸、厚截面和高精度构件的制造。采用自动化纤维铺放技术可以取代手工铺放，降低成本38%，减少劳动工时60%，减少零件数量80%。与RTM相关的工艺技术如树脂膜浸渍技术（RFI）和真空辅助树脂转移造型（VARTM）技术尚在发展之中。
精密制坯技术
新一代航空发动机结构发展的趋势是减少零件总数（减少60%），从而达到减轻结构重量、提高推重比和降低成本（降低25%～30%）的目的。因此,这些发动机的毛坯构成将发生重大变化。趋势是铸件、精锻件、单晶和定向凝固精铸件的用量大大增加。预计，一般锻件由77%降至33%，铸件由18%增至44%，粉末冶金件由3%增至8%，复合材料构件由4%增至15%。
精密制坯技术已广泛用于发动机零件制造。用石蜡铸型可一次铸出钛合金件。精密铸造和精密锻造采用CATIA软件、预测模型和计算机模拟技术实现了"实体造型"以及铸、锻过程用计算机模拟仿真，这些技术提高了金属填充和凝固质量，消除了疏松和避免了热裂，并可取代常规的试铸法，从而提高了精密铸造和精密锻造质量与效率，降低了成本。
定向凝固和单晶精铸
定向凝固和单晶精铸技术已经成为推重比10以上高性能发动机关键制造技术之一。目前使用中的单晶叶片是第二代空心无余量单晶叶片,即采用定向凝固经时效处理加防护涂层的对开式空心超单晶叶片。国外主要发动机公司均已经建立定向凝固和单晶涡轮叶片精铸生产线，其叶片单面余量已稳定在0.05-0.1毫米,涡轮叶片合格率可达70%以上，导向叶片达90%以上。
国外已批量生产叶身无余量的各种尺寸的叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件，如：批量生产直径1300毫米、壁厚1～2毫米（最薄0.5毫米）的钛合金精铸机匣；现役发动机已普遍采用的精铸单晶空心叶片和超塑性锻造粉末高温合金涡轮盘；美国Howmet公司已生产100多种100多万件精铸单晶叶片。此外，国外还在研究尺寸达2000毫米的精铸件和已研究成功复杂内腔的单晶叶片与双性能涡轮盘。
精密锻造
高推重比发动机的锻件占结构重量55%以上。精密锻造技术已经成为高性能发动机的关键制造技术。目前，国外已批量生产投影面积1.2～3.5平方米的各种材料的大型模锻件，并已研究成功投影面积5.16平方米的钛合金模锻件。另外，正在研发的有：用等温锻造技术制造带叶片的压气机整体叶盘转子；用粉末冶金超塑热等静压和等温锻造精化技术制造具有无偏析超细晶粒及难以成形的锻件毛坯，材料利用率可提高4倍。精密锻造精度和质量主要依靠计算机对锻造过程进行控制，以获取最佳的锻件精度和质量。
快速凝固粉末冶金制坯
快速凝固技术已广泛用于制造叶片，可提高涡轮前温度200℃。目前正在研究快速凝固层板涡轮叶片，即用快速凝固粉末先制出叶片层板，然后用扩散连接技术将多层层板固结成叶片。用此法可以制成具有冲击、对流和气膜组合式冷却结构的复合层板冷却的涡轮叶片。这种叶片可使涡轮前温度提高到1730℃。
国外在大力发展电子束熔炼法、氮等离子旋转电极法、氮雾化，并分别用于制取超强度高温合金粉末、超强度钛合金粉末和超强度铝合金粉末。采用快速凝固技术可降低粉末合金元素偏析和提高合金的固熔度。
热障涂层技术
高推重比发动机结构中将大量采用以热障涂层技术为代表的先进涂层技术。热端部件采用热障涂层以提高结构强度，其中有陶瓷涂层和多层隔热层。陶瓷热障涂层需先在零件表面喷涂MCrALY底层以提高结合强度。多层复合隔热涂层是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构（材料为HFe22.5cr5. 5SiO0.1C）,可减少冷却气流80%。涡轮工作叶片和导向器的隔热涂层采用低压等离子喷涂涂敷，也可以采用电子束物理气相沉积（EB-PVD）涂敷。发动机冷端部件均采用封严涂层、耐磨和防腐蚀涂层。涂敷方法多采用等离子喷涂、火焰喷涂、爆炸喷涂、超音速火焰喷涂和真空等离子喷涂。高推重比发动机的关键制造技术
21世纪高推重比发动机要求减轻结构重量，降低研制和制造成本，这对制造技术提出了更加苛刻的要求,使发动机结构工艺性更加恶化。为此，国外将研究出全新的制造技术群
以F119发动机为代表的 推重比10一级的发动机将成为以F-22为代表的第四代战斗机的动力装置。预计2020年以前，发动机推重比将提高至15～20，许多关键技术前期研究项目已经取得成果，不少已在XTC16/1A核心机和系列化的先进涡轮发动机燃气发生器验证机上进行了验证。
在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，必须减轻发动机结构重量，提高发动机的结构效率和燃气温度。为此，除改进发动机设计方法外，还发展和采用了先进的轻质高性能材料与高结构效率的整体、轻量化结构。因而，使发动机的结构工艺性、可加工性和可生产性进一步恶化。为此，国外相继研发了一系列关键制造技术。
宽弦风扇叶片制造技术
F119和EJ200等推重比10一级的发动机均采用宽弦风扇叶片。F119的3级风扇叶片均为宽弦叶片。宽弦无凸台风扇叶片可有两种选择方案，即钛合金风扇叶片和复合材料风扇叶片。F119采用PW E3发动机的方案，即用钛合金毛坯经切削加工成两半叶片，用真空扩散焊接成一个整体空心平板叶身，然后在真空炉内通过蠕变、弯扭初步成形，最后经超塑成形至最终叶型。美国普惠公司和汉密尔顿标准公司联合研发了复合材料风扇叶片。目前研发的复合材料风扇叶片主要有：
1.钛梁-环氧树脂基复合材料蒙皮壳体结构，壳内填充泡沫；
2.全复合材料风扇叶片，一旦通过耐久性试验，可用作高性能发动机的风扇叶片；
3.目前正在研究推重比15～20高性能发动机的复合材料风扇叶片，它是一种空心的、用连续碳化硅纤维增强的钛金属基复合材料（MMCS）制造成的叶片，是用超塑成形/扩散连接工艺制造的轻质量、高刚度、高耐冲击破坏强度的空心风扇叶片，可使发动机结构重量减轻14%。这种复合材料风扇叶片选用的碳化硅纤维材料是SCS-6，基体材料是Ti-6Al-4V。SCS-6/Ti-6-4钛基复合材料的纵向抗拉强度和抗疲劳强度优于其他备选材料，碳化硅纤维标称直径为0.142毫米。首先，将SCS-6纤维制成经固化的SCS-6/Ti-6-4钛面板，再用此面板加工成楔形板，用钢模和超塑成形/扩散连接工艺将面板制成型板，然后，进行尺寸检测和无损检验，经质量检查合格后，将若干个型板按风扇叶片的尺寸要求制成叠板组件，最后进行超塑成形/扩散连接。叶片蒙皮厚度从叶根至叶尖递减。蒙皮制造方法是，将单向排列的SCS-6纤维与钛交织成编织物（用钛箔控制纤维间隔），按照厚度要求确定蒙皮层数，最后在热等静压罐内固结。金属基复合材料风扇叶片的制造过程大致如下：先制成蒙皮面板→制成叠板组件→扩散连接（在热压罐内）→扭转弯度成形→超塑成形→无损检验→表面光整加工。
在综合高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET）的第一阶段中，在XTE65/2验证机上试验了一种用Ti-6Al-4V钛合金制造的带后掠角、小展弦比、无凸台的风扇叶片，其效率和喘振裕度均高于现役先进发动机的风扇叶片。其制造方法未见报道，估计采用多坐标计算机数控加工技术制成。
整体叶盘制造技术
推重比10发动机的压气机和涡轮采用整体叶盘结构,如F119和EJ200的风扇与压气机为钛合金整体叶盘结构，涡轮采用高温合金整体叶盘结构；F120、F414-400发动机的第2、3级风扇和压气机前3级也采用整体叶盘结构。有的F119压气机转子也采用ALLOY-C型阻燃钛合金整体叶盘。ALLOY-C型钛合金不但具有良好的阻燃性能，而且具有良好的高温变形、冷轧、延展、焊接和铸造性能，其钣金成形延展率可达40%～50%。
目前，制造整体叶盘有以下技术途径：
● 电子束焊接法-- EJ200即采用此法制造,即先将单个叶片用电子束焊接成叶片环，后用电子束焊接技术将锻造和电解加工成形的轮盘腹板与叶片环焊接成整体叶盘结构。这种整体叶盘结构比传统的榫头连接的叶盘转子结构重量减轻30%，并可根除榫槽断裂危险。此方案采用的制造技术有电子束焊接技术、锻造技术、电解加工技术,以及线性摩擦焊接修理技术。
● 锻接法（用锻压植入叶片+扩散连接）--普惠公司试用锻接法制造整体涡轮转子。
锻接法是用局部加热法将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上。涡轮盘轮缘局部加热至变形温度后，用待连接的单晶叶片在局部加热的轮缘连接部位施压，使局部加热区域产生变形，即将叶片植入轮缘内的同时进行扩散连接过程，将叶片牢固地连接在涡轮盘的轮缘内。
锻接法的关键是正确有效地控制局部加热变形参数（温度、压力、变形量），这对叶片与轮盘之间消除松动、产生完全致密的高强度结合面是非常重要的。用此法制造的整体叶盘结构必须确保锻接过程中，叶片始终准确定位，并始终保持定位的位置。普惠公司已研究出叶片/盘的锻接工具，可准确地保持叶片的正确位置。
锻接工艺可有效用于超级耐热合金和钛合金之间的连接和修补，可用于风扇、压气机和涡轮整体叶盘结构的制造、修补和更换叶片。
● 五坐标计算机数控加工或电解加工技术--整体叶盘结构的制造还可采用经模锻的高温合金或钛合金实体整体叶盘毛坯经五坐标数控加工技术或数控电解加工技术成形。此种方法要切掉大量金属材料，价格昂贵,加工时间和制造周期长。
● 线性摩擦焊接（LFW）法--用线性摩擦焊将叶片焊接在轮盘上，可节省大量叶片的连接件和结构重量。它是先将叶片夹紧在轮缘的叶根上,并使轮盘周向以高速振动,在叶片和轮盘叶根界面产生一个窄的摩擦加热区，当加热区的温度达到要求的温度时即停止振动,叶片与轮盘固定直至固结在一起。此法要比用实体毛坯加工法更经济。欧洲战斗机的EJ200 发动机的3级低压压气机的整体叶盘是线性摩擦焊接技术成功应用的顶极标志。目前罗-罗公司和 MTU公司已用 LFW技术成功地制造了宽弦风扇整体叶盘，并将为JSF的发动机提供LFW整体叶盘。用LFW技术可从发动机上更换掉被鸟撞损坏的叶片，也可用LFW技术将叶片与用不同材料制造的轮盘焊接在一起，以获得最佳的减重效果。
整体叶环制造技术
推重比15～20高性能发动机，如XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。目前正在研究的整体叶环结构制造技术是一种用单长丝缠绕金属基复合材料结构的制造技术。用连续单根碳化硅长丝增强的钛合 金金属基复合材料制造的 压气机整体叶环转子可以 减少70%整体叶环转子结构的转动质量，而且可以提高高温性能。用单根长丝增强的钛合金金属基复合材料制造的整体叶环是用直径为100微米或更粗的碳化硅连续长丝，长度为25千米，在钛合金基体上缠绕成形而成。所用的长丝是在钨丝或未拧成丝束的单根碳纤维外表面用化学气相沉积工艺沉积一层硼化硅或碳化硅陶瓷，再将数根碳化硅纤维拧成纤维束制成连续的长丝。单长丝增强的复合材料在高温下在沿纤维方向具有很高的比强度和比刚度。目前有几种方法可以获得选择性增强的铝合金、钛合金、金属间化合物合金。如，在合金箔板之间排列铺放单向纤维束制成叠层板，然后用扩散连接方法将叠层板固结成整体构件。另一种方法是按要求采用在表面涂有基体金属的单根长丝制成长丝缠绕结构，然后用扩散连接方法将长丝缠绕的结构固结成整体构件。
目前，最常用的长丝表面涂敷方法有两种，其一，在纤维绕成纤维束的过程中用等离子喷涂方法将所要求的基体金属喷涂在纤维束的表面。其二，在长丝缠绕和固结之前，用物理气相沉积方法将基体材料沉积在缠绕的长丝表面。长纤维束排列铺放已经实现计算机控制的自动铺放。纤维束自动铺放是一种新型的复合材料制造技术。纤维束自动铺放机像纤维缠绕工艺一样把单根或多根纤维束材料缠绕在旋转芯轴上，亦可将多根纤维束在张力近乎为零的情况下直接铺放到模具表面。这种单长丝缠绕增强的复合材料在21世纪高推重比、高性能发动机中的应用具有很大的潜力，可以大幅度提高发动机的性能，降低结构重量；未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、压气机和涡轮整体叶环，以及涡轮轴、压气机机匣也将广泛采用这种复合材料制造。通常发动机的低温部件，如轴和机匣以及低压转子等采用单长丝增强的、以标准钛合金为基体材料的复合材料制造；而高温涡轮部件则用单长丝增强的金属间化合物合金为基体的复合材料制造。目前，正在原型发动机上对单长丝增强的金属基复合材料部件的性能进行评估。
另外，在IHPTET计划第2阶段中的新的核心机压气机上，将采用高温钛合金Ti1100钛合金代替Ti6Al4V制造整体叶环，而压气机静子将采用TiAl金属间化合物制造，可使耐热性能提高到700℃～800℃，减轻50%的结构重量，同时不易着火。Ti1100钛合金整体叶环结构的制造技术尚未见透露，估计采用锻坯加多坐标数控加工或数控电解加工技术制造。
复合层板冷却结构制造技术
多孔复合层板冷却结构是高推重比发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡轮叶片。它是将带有复杂冷却回路的Lamilloy多孔层板用扩散连接方法成形的冷却结构。多孔复合层板冷却结构的关键制造技术是复杂冷却回路的计算机辅助设计和绘制、"照相-腐蚀"或"照相-电解"工艺，也可用激光和电子束等特种工艺加工。
新型封严结构制造技术
推重比8一级发动机采用蜂窝封严结构，推重比10一级发动机采用丝刷封严结构。F119和EJ200采用刷式封严结构。它是由一组紧密捆在一起的直径为0.0136毫米金属丝鬃毛和内外夹板组成，鬃毛夹在内外夹板之间。鬃毛在轴的旋转方向偏置一个角度以减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角度可使鬃毛弯曲而不致折损，保持良好的封严性能。刷式封严结构对选材、制造、装配和使用都有严格的要求。1955年刷式封严首次试用于J47发动机，但未成功。1983年用于RB199发动机，通过定型试验，但未采用。90年代初，在V2500、EJ200等发动机上应用。艾利逊公司为高性能发动机研究的刷式封严装置的鬃毛材料为Hanynes25,封严板材为Nimonic75，鬃毛直径0.071毫米、倾角为450、刷子径向高度为7.26毫米、鬃毛表面经磨削处理，发动机轴轴径表面涂敷氧化铝涂层。鬃毛和封严板（内外夹板）采用压制、烧结高温钎焊或扩散连接方法制成刷式封严结构。鬃毛的拔制工艺和封严结构的详细制造工艺至今未见报道。
浮壁式火焰筒制造技术
推重比10一级发动机涡轮前温度达到1500℃～1700℃。艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁火焰筒结构。普惠公司研究了用玻璃陶瓷基复合材料制造浮壁式火焰筒结构。F119采用的浮壁式火焰筒结构是用多环段连接而成。环段背向火焰一面对流散热的凸环，并有缝隙形成冷却隔热气膜，隔热环是由浮动片组成，并用螺栓连接在外环段上。浮动片用精密铸造而成，而冷却隔热环局部喷涂热障涂层，以降低部件表面温度。
静止件制造技术
大型整体构件超薄壁厚精密铸造
精密铸造技术对减轻高推重比发动机结构重量和降低制造成本起着极其重要的作用。用精密铸件取代由多个零件组成的组件可以减少零件/连接件数量，节省工时，减轻结构重量。为了提高推重比，高性能发动机的燃气发生器扩压器是采用低密度轻质高温材料γ-Ti3Al合金精密铸造而成的。
由于现有铸造技术的限制造成发动机零件超重，出现超设计零件，使许多零件必须经过多道工序和后置处理工序才能完成零件的制造。美国普惠公司与艾利逊公司（后被罗-罗公司收购）推出一种超薄壁厚精密铸造工艺制造F119单晶整体过渡进气道扇形段，其最小壁厚仅有0.25毫米。这种技术大大简化了零件制造过程，仅需要一道精密铸造工序即可完成薄壁整体构件的制造，可取消许多后续加工工序，减少零件数量、减轻零件的结构重量和降低制造成本。采用这项技术可将由69个分离件组成的F119的过渡进气道扇形段铸造成一个整体件，预计可使每台F119减重6.8千克，后续工序由6道减为2道。此项技术是美国"可买得起，可重复生产先进战斗机计划"的一部分。美国空军要求在本项技术中引入快速响应技术，并将此项技术推广应用于其他航空产品和民用产品零件的制造。目前这项技术已经得到验证。另外，美国莱特实验室与普惠公司和艾利逊公司签订了650万美元合同，以改进镍基合金超簿壁厚精密铸造工艺。此项合同的研究重点是制造形状更加复杂（如扭转形状）和尺寸精度要求更高的零件。
喷射铸造成形
● spray喷射成形技术-- "一步成形法 "，即将熔融合金转化为致密、细晶、质地均匀、孔隙度为0.2%～2%的产品的成形技术。它是将合金材料放入感应炉内融化并用高速氮气雾化。其与制备超级合金粉末氩气雾化过程不同之处是合金的融滴在底层上集聚之前不许凝固。与常规P/M粉末冶金相比，简化了工艺过程，从雾化粉末到固结成零件的过程中减少了许多道工序，不仅可以降低成本，而且可以减少粉末产生污染的可能性。喷铸成形的零件可以用直接热等静压（HIP）进行致密性处理或进行热机械处理。
● Spraycast-X喷铸成形技术--这是一种快捷、低成本、高效率成形技术，可用于高推重比发动机的高精度、高质量的镍基超级合金环形件和机匣等结构件的制造。它可以将超级合金一步成形制成发动机的环形件和机匣的预制件，并可以减少常规的环形件和机匣生产所需的环轧工序总量。Spraycast-x成形技术是在spray喷射成形技术的基础上发展的先进的成形技术，即在spray成形技术的基础上增加了真空融化和处理工序。1998年已经推出了第三代生产型喷铸成形设备，可用于制造长度为1.5米,直径为1.4米的单直径或多直径的环形件和机匣。
用Spraycast-X+HIP、Spraycast-X+环轧和Spraycast-X+HIP+环轧方法制造的零件在室温和650℃温度下的拉伸强度可与常规锻造零件相媲美。
超高温树脂基复合材料静止部件制造
目前，军用发动机中复合材料用量已占结构重量的3%。高温树脂基复合材料（PMC）已广泛用于发动机的低温部件，如F119的带变几何形状导流叶片的进气道机匣和外涵道筒体采用CfR/聚酰亚胺树脂基复合材料，工作温度为316℃；外涵道筒体采用CfR/PMR15取代化铣钛合金结构，可减重15%～20%，成本降低30%～35%；美国空军研究AFR700B 超高温树脂基复合材料取代钛合金用作F119 的涡轮和压气机的静止构件与进气道的结构材料。AFR700具有更高的热稳定性和工艺性，可在371℃工作1000小时，在316℃工作10000小时。此外，国外还在研究：用于中介机匣的热塑性复合材料，其工作温度为347℃；用于压气机静止构件及进气道超高温树脂基复合材料，工作温度371℃。
F119的复合材料风扇进气道机匣采用先进的树脂转移造型法，即由Dow-UT公司研发的AdvRTM技术制造的。这种制造技术可以制造形状复杂的风扇进气道机匣，其所有外部气流通道表面光滑度和最终尺寸精度可与钛合金经机械加工的风扇进气道机匣相媲美，并可使风扇进气道机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序，因而可以大幅度降低结构重量和成本。
高温树脂基复合材料构件的制造技术有热压罐成形、模压成形、树脂转移成形和缠绕成形等。2020年前国外将进一步开发更加高效、可靠、低成本的制造方法和设备，探索具有良好加工性能和优良热稳定性的新聚合物合成技术。
目前，国外树脂基复合材料构件制造过程已经实现自动化，并采用自动控制系统完成铺放纤维和树脂转移造型。自动化RTM成形技术可以降低纤维铺放成本、生产形状复杂的构件和提高生产可重复性，并可将材料消耗降低到最小程度。先进的自动化纤维引导铺放、树脂膜浸渍和真空辅助RTM造型技术，为21世纪生产低成本、经济可承受的飞机和发动机提供了先进的制造技术，可以广泛用于复杂几何形状、大尺寸、厚截面和高精度构件的制造。采用自动化纤维铺放技术可以取代手工铺放，降低成本38%，减少劳动工时60%，减少零件数量80%。与RTM相关的工艺技术如树脂膜浸渍技术（RFI）和真空辅助树脂转移造型（VARTM）技术尚在发展之中。
精密制坯技术
新一代航空发动机结构发展的趋势是减少零件总数（减少60%），从而达到减轻结构重量、提高推重比和降低成本（降低25%～30%）的目的。因此,这些发动机的毛坯构成将发生重大变化。趋势是铸件、精锻件、单晶和定向凝固精铸件的用量大大增加。预计，一般锻件由77%降至33%，铸件由18%增至44%，粉末冶金件由3%增至8%，复合材料构件由4%增至15%。
精密制坯技术已广泛用于发动机零件制造。用石蜡铸型可一次铸出钛合金件。精密铸造和精密锻造采用CATIA软件、预测模型和计算机模拟技术实现了"实体造型"以及铸、锻过程用计算机模拟仿真，这些技术提高了金属填充和凝固质量，消除了疏松和避免了热裂，并可取代常规的试铸法，从而提高了精密铸造和精密锻造质量与效率，降低了成本。
定向凝固和单晶精铸
定向凝固和单晶精铸技术已经成为推重比10以上高性能发动机关键制造技术之一。目前使用中的单晶叶片是第二代空心无余量单晶叶片,即采用定向凝固经时效处理加防护涂层的对开式空心超单晶叶片。国外主要发动机公司均已经建立定向凝固和单晶涡轮叶片精铸生产线，其叶片单面余量已稳定在0.05-0.1毫米,涡轮叶片合格率可达70%以上，导向叶片达90%以上。
国外已批量生产叶身无余量的各种尺寸的叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件，如：批量生产直径1300毫米、壁厚1～2毫米（最薄0.5毫米）的钛合金精铸机匣；现役发动机已普遍采用的精铸单晶空心叶片和超塑性锻造粉末高温合金涡轮盘；美国Howmet公司已生产100多种100多万件精铸单晶叶片。此外，国外还在研究尺寸达2000毫米的精铸件和已研究成功复杂内腔的单晶叶片与双性能涡轮盘。
精密锻造
高推重比发动机的锻件占结构重量55%以上。精密锻造技术已经成为高性能发动机的关键制造技术。目前，国外已批量生产投影面积1.2～3.5平方米的各种材料的大型模锻件，并已研究成功投影面积5.16平方米的钛合金模锻件。另外，正在研发的有：用等温锻造技术制造带叶片的压气机整体叶盘转子；用粉末冶金超塑热等静压和等温锻造精化技术制造具有无偏析超细晶粒及难以成形的锻件毛坯，材料利用率可提高4倍。精密锻造精度和质量主要依靠计算机对锻造过程进行控制，以获取最佳的锻件精度和质量。
快速凝固粉末冶金制坯
快速凝固技术已广泛用于制造叶片，可提高涡轮前温度200℃。目前正在研究快速凝固层板涡轮叶片，即用快速凝固粉末先制出叶片层板，然后用扩散连接技术将多层层板固结成叶片。用此法可以制成具有冲击、对流和气膜组合式冷却结构的复合层板冷却的涡轮叶片。这种叶片可使涡轮前温度提高到1730℃。
国外在大力发展电子束熔炼法、氮等离子旋转电极法、氮雾化，并分别用于制取超强度高温合金粉末、超强度钛合金粉末和超强度铝合金粉末。采用快速凝固技术可降低粉末合金元素偏析和提高合金的固熔度。
热障涂层技术
高推重比发动机结构中将大量采用以热障涂层技术为代表的先进涂层技术。热端部件采用热障涂层以提高结构强度，其中有陶瓷涂层和多层隔热层。陶瓷热障涂层需先在零件表面喷涂MCrALY底层以提高结合强度。多层复合隔热涂层是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构（材料为HFe22.5cr5. 5SiO0.1C）,可减少冷却气流80%。涡轮工作叶片和导向器的隔热涂层采用低压等离子喷涂涂敷，也可以采用电子束物理气相沉积（EB-PVD）涂敷。发动机冷端部件均采用封严涂层、耐磨和防腐蚀涂层。涂敷方法多采用等离子喷涂、火焰喷涂、爆炸喷涂、超音速火焰喷涂和真空等离子喷涂。
21世纪高推重比发动机要求减轻结构重量，降低研制和制造成本，这对制造技术提出了更加苛刻的要求,使发动机结构工艺性更加恶化。为此，国外将研究出全新的制造技术群
以F119发动机为代表的 推重比10一级的发动机将成为以F-22为代表的第四代战斗机的动力装置。预计2020年以前，发动机推重比将提高至15～20，许多关键技术前期研究项目已经取得成果，不少已在XTC16/1A核心机和系列化的先进涡轮发动机燃气发生器验证机上进行了验证。
在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，必须减轻发动机结构重量，提高发动机的结构效率和燃气温度。为此，除改进发动机设计方法外，还发展和采用了先进的轻质高性能材料与高结构效率的整体、轻量化结构。因而，使发动机的结构工艺性、可加工性和可生产性进一步恶化。为此，国外相继研发了一系列关键制造技术。
宽弦风扇叶片制造技术
F119和EJ200等推重比10一级的发动机均采用宽弦风扇叶片。F119的3级风扇叶片均为宽弦叶片。宽弦无凸台风扇叶片可有两种选择方案，即钛合金风扇叶片和复合材料风扇叶片。F119采用PW E3发动机的方案，即用钛合金毛坯经切削加工成两半叶片，用真空扩散焊接成一个整体空心平板叶身，然后在真空炉内通过蠕变、弯扭初步成形，最后经超塑成形至最终叶型。美国普惠公司和汉密尔顿标准公司联合研发了复合材料风扇叶片。目前研发的复合材料风扇叶片主要有：
1.钛梁-环氧树脂基复合材料蒙皮壳体结构，壳内填充泡沫；
2.全复合材料风扇叶片，一旦通过耐久性试验，可用作高性能发动机的风扇叶片；
3.目前正在研究推重比15～20高性能发动机的复合材料风扇叶片，它是一种空心的、用连续碳化硅纤维增强的钛金属基复合材料（MMCS）制造成的叶片，是用超塑成形/扩散连接工艺制造的轻质量、高刚度、高耐冲击破坏强度的空心风扇叶片，可使发动机结构重量减轻14%。这种复合材料风扇叶片选用的碳化硅纤维材料是SCS-6，基体材料是Ti-6Al-4V。SCS-6/Ti-6-4钛基复合材料的纵向抗拉强度和抗疲劳强度优于其他备选材料，碳化硅纤维标称直径为0.142毫米。首先，将SCS-6纤维制成经固化的SCS-6/Ti-6-4钛面板，再用此面板加工成楔形板，用钢模和超塑成形/扩散连接工艺将面板制成型板，然后，进行尺寸检测和无损检验，经质量检查合格后，将若干个型板按风扇叶片的尺寸要求制成叠板组件，最后进行超塑成形/扩散连接。叶片蒙皮厚度从叶根至叶尖递减。蒙皮制造方法是，将单向排列的SCS-6纤维与钛交织成编织物（用钛箔控制纤维间隔），按照厚度要求确定蒙皮层数，最后在热等静压罐内固结。金属基复合材料风扇叶片的制造过程大致如下：先制成蒙皮面板→制成叠板组件→扩散连接（在热压罐内）→扭转弯度成形→超塑成形→无损检验→表面光整加工。
在综合高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET）的第一阶段中，在XTE65/2验证机上试验了一种用Ti-6Al-4V钛合金制造的带后掠角、小展弦比、无凸台的风扇叶片，其效率和喘振裕度均高于现役先进发动机的风扇叶片。其制造方法未见报道，估计采用多坐标计算机数控加工技术制成。
整体叶盘制造技术
推重比10发动机的压气机和涡轮采用整体叶盘结构,如F119和EJ200的风扇与压气机为钛合金整体叶盘结构，涡轮采用高温合金整体叶盘结构；F120、F414-400发动机的第2、3级风扇和压气机前3级也采用整体叶盘结构。有的F119压气机转子也采用ALLOY-C型阻燃钛合金整体叶盘。ALLOY-C型钛合金不但具有良好的阻燃性能，而且具有良好的高温变形、冷轧、延展、焊接和铸造性能，其钣金成形延展率可达40%～50%。
目前，制造整体叶盘有以下技术途径：
● 电子束焊接法-- EJ200即采用此法制造,即先将单个叶片用电子束焊接成叶片环，后用电子束焊接技术将锻造和电解加工成形的轮盘腹板与叶片环焊接成整体叶盘结构。这种整体叶盘结构比传统的榫头连接的叶盘转子结构重量减轻30%，并可根除榫槽断裂危险。此方案采用的制造技术有电子束焊接技术、锻造技术、电解加工技术,以及线性摩擦焊接修理技术。
● 锻接法（用锻压植入叶片+扩散连接）--普惠公司试用锻接法制造整体涡轮转子。
锻接法是用局部加热法将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上。涡轮盘轮缘局部加热至变形温度后，用待连接的单晶叶片在局部加热的轮缘连接部位施压，使局部加热区域产生变形，即将叶片植入轮缘内的同时进行扩散连接过程，将叶片牢固地连接在涡轮盘的轮缘内。
锻接法的关键是正确有效地控制局部加热变形参数（温度、压力、变形量），这对叶片与轮盘之间消除松动、产生完全致密的高强度结合面是非常重要的。用此法制造的整体叶盘结构必须确保锻接过程中，叶片始终准确定位，并始终保持定位的位置。普惠公司已研究出叶片/盘的锻接工具，可准确地保持叶片的正确位置。
锻接工艺可有效用于超级耐热合金和钛合金之间的连接和修补，可用于风扇、压气机和涡轮整体叶盘结构的制造、修补和更换叶片。
● 五坐标计算机数控加工或电解加工技术--整体叶盘结构的制造还可采用经模锻的高温合金或钛合金实体整体叶盘毛坯经五坐标数控加工技术或数控电解加工技术成形。此种方法要切掉大量金属材料，价格昂贵,加工时间和制造周期长。
● 线性摩擦焊接（LFW）法--用线性摩擦焊将叶片焊接在轮盘上，可节省大量叶片的连接件和结构重量。它是先将叶片夹紧在轮缘的叶根上,并使轮盘周向以高速振动,在叶片和轮盘叶根界面产生一个窄的摩擦加热区，当加热区的温度达到要求的温度时即停止振动,叶片与轮盘固定直至固结在一起。此法要比用实体毛坯加工法更经济。欧洲战斗机的EJ200 发动机的3级低压压气机的整体叶盘是线性摩擦焊接技术成功应用的顶极标志。目前罗-罗公司和 MTU公司已用 LFW技术成功地制造了宽弦风扇整体叶盘，并将为JSF的发动机提供LFW整体叶盘。用LFW技术可从发动机上更换掉被鸟撞损坏的叶片，也可用LFW技术将叶片与用不同材料制造的轮盘焊接在一起，以获得最佳的减重效果。
整体叶环制造技术
推重比15～20高性能发动机，如XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。目前正在研究的整体叶环结构制造技术是一种用单长丝缠绕金属基复合材料结构的制造技术。用连续单根碳化硅长丝增强的钛合 金金属基复合材料制造的 压气机整体叶环转子可以 减少70%整体叶环转子结构的转动质量，而且可以提高高温性能。用单根长丝增强的钛合金金属基复合材料制造的整体叶环是用直径为100微米或更粗的碳化硅连续长丝，长度为25千米，在钛合金基体上缠绕成形而成。所用的长丝是在钨丝或未拧成丝束的单根碳纤维外表面用化学气相沉积工艺沉积一层硼化硅或碳化硅陶瓷，再将数根碳化硅纤维拧成纤维束制成连续的长丝。单长丝增强的复合材料在高温下在沿纤维方向具有很高的比强度和比刚度。目前有几种方法可以获得选择性增强的铝合金、钛合金、金属间化合物合金。如，在合金箔板之间排列铺放单向纤维束制成叠层板，然后用扩散连接方法将叠层板固结成整体构件。另一种方法是按要求采用在表面涂有基体金属的单根长丝制成长丝缠绕结构，然后用扩散连接方法将长丝缠绕的结构固结成整体构件。
目前，最常用的长丝表面涂敷方法有两种，其一，在纤维绕成纤维束的过程中用等离子喷涂方法将所要求的基体金属喷涂在纤维束的表面。其二，在长丝缠绕和固结之前，用物理气相沉积方法将基体材料沉积在缠绕的长丝表面。长纤维束排列铺放已经实现计算机控制的自动铺放。纤维束自动铺放是一种新型的复合材料制造技术。纤维束自动铺放机像纤维缠绕工艺一样把单根或多根纤维束材料缠绕在旋转芯轴上，亦可将多根纤维束在张力近乎为零的情况下直接铺放到模具表面。这种单长丝缠绕增强的复合材料在21世纪高推重比、高性能发动机中的应用具有很大的潜力，可以大幅度提高发动机的性能，降低结构重量；未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、压气机和涡轮整体叶环，以及涡轮轴、压气机机匣也将广泛采用这种复合材料制造。通常发动机的低温部件，如轴和机匣以及低压转子等采用单长丝增强的、以标准钛合金为基体材料的复合材料制造；而高温涡轮部件则用单长丝增强的金属间化合物合金为基体的复合材料制造。目前，正在原型发动机上对单长丝增强的金属基复合材料部件的性能进行评估。
另外，在IHPTET计划第2阶段中的新的核心机压气机上，将采用高温钛合金Ti1100钛合金代替Ti6Al4V制造整体叶环，而压气机静子将采用TiAl金属间化合物制造，可使耐热性能提高到700℃～800℃，减轻50%的结构重量，同时不易着火。Ti1100钛合金整体叶环结构的制造技术尚未见透露，估计采用锻坯加多坐标数控加工或数控电解加工技术制造。
复合层板冷却结构制造技术
多孔复合层板冷却结构是高推重比发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡轮叶片。它是将带有复杂冷却回路的Lamilloy多孔层板用扩散连接方法成形的冷却结构。多孔复合层板冷却结构的关键制造技术是复杂冷却回路的计算机辅助设计和绘制、"照相-腐蚀"或"照相-电解"工艺，也可用激光和电子束等特种工艺加工。
新型封严结构制造技术
推重比8一级发动机采用蜂窝封严结构，推重比10一级发动机采用丝刷封严结构。F119和EJ200采用刷式封严结构。它是由一组紧密捆在一起的直径为0.0136毫米金属丝鬃毛和内外夹板组成，鬃毛夹在内外夹板之间。鬃毛在轴的旋转方向偏置一个角度以减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角度可使鬃毛弯曲而不致折损，保持良好的封严性能。刷式封严结构对选材、制造、装配和使用都有严格的要求。1955年刷式封严首次试用于J47发动机，但未成功。1983年用于RB199发动机，通过定型试验，但未采用。90年代初，在V2500、EJ200等发动机上应用。艾利逊公司为高性能发动机研究的刷式封严装置的鬃毛材料为Hanynes25,封严板材为Nimonic75，鬃毛直径0.071毫米、倾角为450、刷子径向高度为7.26毫米、鬃毛表面经磨削处理，发动机轴轴径表面涂敷氧化铝涂层。鬃毛和封严板（内外夹板）采用压制、烧结高温钎焊或扩散连接方法制成刷式封严结构。鬃毛的拔制工艺和封严结构的详细制造工艺至今未见报道。
浮壁式火焰筒制造技术
推重比10一级发动机涡轮前温度达到1500℃～1700℃。艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁火焰筒结构。普惠公司研究了用玻璃陶瓷基复合材料制造浮壁式火焰筒结构。F119采用的浮壁式火焰筒结构是用多环段连接而成。环段背向火焰一面对流散热的凸环，并有缝隙形成冷却隔热气膜，隔热环是由浮动片组成，并用螺栓连接在外环段上。浮动片用精密铸造而成，而冷却隔热环局部喷涂热障涂层，以降低部件表面温度。
静止件制造技术
大型整体构件超薄壁厚精密铸造
精密铸造技术对减轻高推重比发动机结构重量和降低制造成本起着极其重要的作用。用精密铸件取代由多个零件组成的组件可以减少零件/连接件数量，节省工时，减轻结构重量。为了提高推重比，高性能发动机的燃气发生器扩压器是采用低密度轻质高温材料γ-Ti3Al合金精密铸造而成的。
由于现有铸造技术的限制造成发动机零件超重，出现超设计零件，使许多零件必须经过多道工序和后置处理工序才能完成零件的制造。美国普惠公司与艾利逊公司（后被罗-罗公司收购）推出一种超薄壁厚精密铸造工艺制造F119单晶整体过渡进气道扇形段，其最小壁厚仅有0.25毫米。这种技术大大简化了零件制造过程，仅需要一道精密铸造工序即可完成薄壁整体构件的制造，可取消许多后续加工工序，减少零件数量、减轻零件的结构重量和降低制造成本。采用这项技术可将由69个分离件组成的F119的过渡进气道扇形段铸造成一个整体件，预计可使每台F119减重6.8千克，后续工序由6道减为2道。此项技术是美国"可买得起，可重复生产先进战斗机计划"的一部分。美国空军要求在本项技术中引入快速响应技术，并将此项技术推广应用于其他航空产品和民用产品零件的制造。目前这项技术已经得到验证。另外，美国莱特实验室与普惠公司和艾利逊公司签订了650万美元合同，以改进镍基合金超簿壁厚精密铸造工艺。此项合同的研究重点是制造形状更加复杂（如扭转形状）和尺寸精度要求更高的零件。
喷射铸造成形
● spray喷射成形技术-- "一步成形法 "，即将熔融合金转化为致密、细晶、质地均匀、孔隙度为0.2%～2%的产品的成形技术。它是将合金材料放入感应炉内融化并用高速氮气雾化。其与制备超级合金粉末氩气雾化过程不同之处是合金的融滴在底层上集聚之前不许凝固。与常规P/M粉末冶金相比，简化了工艺过程，从雾化粉末到固结成零件的过程中减少了许多道工序，不仅可以降低成本，而且可以减少粉末产生污染的可能性。喷铸成形的零件可以用直接热等静压（HIP）进行致密性处理或进行热机械处理。
● Spraycast-X喷铸成形技术--这是一种快捷、低成本、高效率成形技术，可用于高推重比发动机的高精度、高质量的镍基超级合金环形件和机匣等结构件的制造。它可以将超级合金一步成形制成发动机的环形件和机匣的预制件，并可以减少常规的环形件和机匣生产所需的环轧工序总量。Spraycast-x成形技术是在spray喷射成形技术的基础上发展的先进的成形技术，即在spray成形技术的基础上增加了真空融化和处理工序。1998年已经推出了第三代生产型喷铸成形设备，可用于制造长度为1.5米,直径为1.4米的单直径或多直径的环形件和机匣。
用Spraycast-X+HIP、Spraycast-X+环轧和Spraycast-X+HIP+环轧方法制造的零件在室温和650℃温度下的拉伸强度可与常规锻造零件相媲美。
超高温树脂基复合材料静止部件制造
目前，军用发动机中复合材料用量已占结构重量的3%。高温树脂基复合材料（PMC）已广泛用于发动机的低温部件，如F119的带变几何形状导流叶片的进气道机匣和外涵道筒体采用CfR/聚酰亚胺树脂基复合材料，工作温度为316℃；外涵道筒体采用CfR/PMR15取代化铣钛合金结构，可减重15%～20%，成本降低30%～35%；美国空军研究AFR700B 超高温树脂基复合材料取代钛合金用作F119 的涡轮和压气机的静止构件与进气道的结构材料。AFR700具有更高的热稳定性和工艺性，可在371℃工作1000小时，在316℃工作10000小时。此外，国外还在研究：用于中介机匣的热塑性复合材料，其工作温度为347℃；用于压气机静止构件及进气道超高温树脂基复合材料，工作温度371℃。
F119的复合材料风扇进气道机匣采用先进的树脂转移造型法，即由Dow-UT公司研发的AdvRTM技术制造的。这种制造技术可以制造形状复杂的风扇进气道机匣，其所有外部气流通道表面光滑度和最终尺寸精度可与钛合金经机械加工的风扇进气道机匣相媲美，并可使风扇进气道机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序，因而可以大幅度降低结构重量和成本。
高温树脂基复合材料构件的制造技术有热压罐成形、模压成形、树脂转移成形和缠绕成形等。2020年前国外将进一步开发更加高效、可靠、低成本的制造方法和设备，探索具有良好加工性能和优良热稳定性的新聚合物合成技术。
目前，国外树脂基复合材料构件制造过程已经实现自动化，并采用自动控制系统完成铺放纤维和树脂转移造型。自动化RTM成形技术可以降低纤维铺放成本、生产形状复杂的构件和提高生产可重复性，并可将材料消耗降低到最小程度。先进的自动化纤维引导铺放、树脂膜浸渍和真空辅助RTM造型技术，为21世纪生产低成本、经济可承受的飞机和发动机提供了先进的制造技术，可以广泛用于复杂几何形状、大尺寸、厚截面和高精度构件的制造。采用自动化纤维铺放技术可以取代手工铺放，降低成本38%，减少劳动工时60%，减少零件数量80%。与RTM相关的工艺技术如树脂膜浸渍技术（RFI）和真空辅助树脂转移造型（VARTM）技术尚在发展之中。
精密制坯技术
新一代航空发动机结构发展的趋势是减少零件总数（减少60%），从而达到减轻结构重量、提高推重比和降低成本（降低25%～30%）的目的。因此,这些发动机的毛坯构成将发生重大变化。趋势是铸件、精锻件、单晶和定向凝固精铸件的用量大大增加。预计，一般锻件由77%降至33%，铸件由18%增至44%，粉末冶金件由3%增至8%，复合材料构件由4%增至15%。
精密制坯技术已广泛用于发动机零件制造。用石蜡铸型可一次铸出钛合金件。精密铸造和精密锻造采用CATIA软件、预测模型和计算机模拟技术实现了"实体造型"以及铸、锻过程用计算机模拟仿真，这些技术提高了金属填充和凝固质量，消除了疏松和避免了热裂，并可取代常规的试铸法，从而提高了精密铸造和精密锻造质量与效率，降低了成本。
定向凝固和单晶精铸
定向凝固和单晶精铸技术已经成为推重比10以上高性能发动机关键制造技术之一。目前使用中的单晶叶片是第二代空心无余量单晶叶片,即采用定向凝固经时效处理加防护涂层的对开式空心超单晶叶片。国外主要发动机公司均已经建立定向凝固和单晶涡轮叶片精铸生产线，其叶片单面余量已稳定在0.05-0.1毫米,涡轮叶片合格率可达70%以上，导向叶片达90%以上。
国外已批量生产叶身无余量的各种尺寸的叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件，如：批量生产直径1300毫米、壁厚1～2毫米（最薄0.5毫米）的钛合金精铸机匣；现役发动机已普遍采用的精铸单晶空心叶片和超塑性锻造粉末高温合金涡轮盘；美国Howmet公司已生产100多种100多万件精铸单晶叶片。此外，国外还在研究尺寸达2000毫米的精铸件和已研究成功复杂内腔的单晶叶片与双性能涡轮盘。
精密锻造
高推重比发动机的锻件占结构重量55%以上。精密锻造技术已经成为高性能发动机的关键制造技术。目前，国外已批量生产投影面积1.2～3.5平方米的各种材料的大型模锻件，并已研究成功投影面积5.16平方米的钛合金模锻件。另外，正在研发的有：用等温锻造技术制造带叶片的压气机整体叶盘转子；用粉末冶金超塑热等静压和等温锻造精化技术制造具有无偏析超细晶粒及难以成形的锻件毛坯，材料利用率可提高4倍。精密锻造精度和质量主要依靠计算机对锻造过程进行控制，以获取最佳的锻件精度和质量。
快速凝固粉末冶金制坯
快速凝固技术已广泛用于制造叶片，可提高涡轮前温度200℃。目前正在研究快速凝固层板涡轮叶片，即用快速凝固粉末先制出叶片层板，然后用扩散连接技术将多层层板固结成叶片。用此法可以制成具有冲击、对流和气膜组合式冷却结构的复合层板冷却的涡轮叶片。这种叶片可使涡轮前温度提高到1730℃。
国外在大力发展电子束熔炼法、氮等离子旋转电极法、氮雾化，并分别用于制取超强度高温合金粉末、超强度钛合金粉末和超强度铝合金粉末。采用快速凝固技术可降低粉末合金元素偏析和提高合金的固熔度。
热障涂层技术
高推重比发动机结构中将大量采用以热障涂层技术为代表的先进涂层技术。热端部件采用热障涂层以提高结构强度，其中有陶瓷涂层和多层隔热层。陶瓷热障涂层需先在零件表面喷涂MCrALY底层以提高结合强度。多层复合隔热涂层是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构（材料为HFe22.5cr5. 5SiO0.1C）,可减少冷却气流80%。涡轮工作叶片和导向器的隔热涂层采用低压等离子喷涂涂敷，也可以采用电子束物理气相沉积（EB-PVD）涂敷。发动机冷端部件均采用封严涂层、耐磨和防腐蚀涂层。涂敷方法多采用等离子喷涂、火焰喷涂、爆炸喷涂、超音速火焰喷涂和真空等离子喷涂。高推重比发动机的关键制造技术
21世纪高推重比发动机要求减轻结构重量，降低研制和制造成本，这对制造技术提出了更加苛刻的要求,使发动机结构工艺性更加恶化。为此，国外将研究出全新的制造技术群
以F119发动机为代表的 推重比10一级的发动机将成为以F-22为代表的第四代战斗机的动力装置。预计2020年以前，发动机推重比将提高至15～20，许多关键技术前期研究项目已经取得成果，不少已在XTC16/1A核心机和系列化的先进涡轮发动机燃气发生器验证机上进行了验证。
在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，必须减轻发动机结构重量，提高发动机的结构效率和燃气温度。为此，除改进发动机设计方法外，还发展和采用了先进的轻质高性能材料与高结构效率的整体、轻量化结构。因而，使发动机的结构工艺性、可加工性和可生产性进一步恶化。为此，国外相继研发了一系列关键制造技术。
宽弦风扇叶片制造技术
F119和EJ200等推重比10一级的发动机均采用宽弦风扇叶片。F119的3级风扇叶片均为宽弦叶片。宽弦无凸台风扇叶片可有两种选择方案，即钛合金风扇叶片和复合材料风扇叶片。F119采用PW E3发动机的方案，即用钛合金毛坯经切削加工成两半叶片，用真空扩散焊接成一个整体空心平板叶身，然后在真空炉内通过蠕变、弯扭初步成形，最后经超塑成形至最终叶型。美国普惠公司和汉密尔顿标准公司联合研发了复合材料风扇叶片。目前研发的复合材料风扇叶片主要有：
1.钛梁-环氧树脂基复合材料蒙皮壳体结构，壳内填充泡沫；
2.全复合材料风扇叶片，一旦通过耐久性试验，可用作高性能发动机的风扇叶片；
3.目前正在研究推重比15～20高性能发动机的复合材料风扇叶片，它是一种空心的、用连续碳化硅纤维增强的钛金属基复合材料（MMCS）制造成的叶片，是用超塑成形/扩散连接工艺制造的轻质量、高刚度、高耐冲击破坏强度的空心风扇叶片，可使发动机结构重量减轻14%。这种复合材料风扇叶片选用的碳化硅纤维材料是SCS-6，基体材料是Ti-6Al-4V。SCS-6/Ti-6-4钛基复合材料的纵向抗拉强度和抗疲劳强度优于其他备选材料，碳化硅纤维标称直径为0.142毫米。首先，将SCS-6纤维制成经固化的SCS-6/Ti-6-4钛面板，再用此面板加工成楔形板，用钢模和超塑成形/扩散连接工艺将面板制成型板，然后，进行尺寸检测和无损检验，经质量检查合格后，将若干个型板按风扇叶片的尺寸要求制成叠板组件，最后进行超塑成形/扩散连接。叶片蒙皮厚度从叶根至叶尖递减。蒙皮制造方法是，将单向排列的SCS-6纤维与钛交织成编织物（用钛箔控制纤维间隔），按照厚度要求确定蒙皮层数，最后在热等静压罐内固结。金属基复合材料风扇叶片的制造过程大致如下：先制成蒙皮面板→制成叠板组件→扩散连接（在热压罐内）→扭转弯度成形→超塑成形→无损检验→表面光整加工。
在综合高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET）的第一阶段中，在XTE65/2验证机上试验了一种用Ti-6Al-4V钛合金制造的带后掠角、小展弦比、无凸台的风扇叶片，其效率和喘振裕度均高于现役先进发动机的风扇叶片。其制造方法未见报道，估计采用多坐标计算机数控加工技术制成。
整体叶盘制造技术
推重比10发动机的压气机和涡轮采用整体叶盘结构,如F119和EJ200的风扇与压气机为钛合金整体叶盘结构，涡轮采用高温合金整体叶盘结构；F120、F414-400发动机的第2、3级风扇和压气机前3级也采用整体叶盘结构。有的F119压气机转子也采用ALLOY-C型阻燃钛合金整体叶盘。ALLOY-C型钛合金不但具有良好的阻燃性能，而且具有良好的高温变形、冷轧、延展、焊接和铸造性能，其钣金成形延展率可达40%～50%。
目前，制造整体叶盘有以下技术途径：
● 电子束焊接法-- EJ200即采用此法制造,即先将单个叶片用电子束焊接成叶片环，后用电子束焊接技术将锻造和电解加工成形的轮盘腹板与叶片环焊接成整体叶盘结构。这种整体叶盘结构比传统的榫头连接的叶盘转子结构重量减轻30%，并可根除榫槽断裂危险。此方案采用的制造技术有电子束焊接技术、锻造技术、电解加工技术,以及线性摩擦焊接修理技术。
● 锻接法（用锻压植入叶片+扩散连接）--普惠公司试用锻接法制造整体涡轮转子。
锻接法是用局部加热法将单晶精铸叶片直接连接到锻造涡轮盘的轮缘上。涡轮盘轮缘局部加热至变形温度后，用待连接的单晶叶片在局部加热的轮缘连接部位施压，使局部加热区域产生变形，即将叶片植入轮缘内的同时进行扩散连接过程，将叶片牢固地连接在涡轮盘的轮缘内。
锻接法的关键是正确有效地控制局部加热变形参数（温度、压力、变形量），这对叶片与轮盘之间消除松动、产生完全致密的高强度结合面是非常重要的。用此法制造的整体叶盘结构必须确保锻接过程中，叶片始终准确定位，并始终保持定位的位置。普惠公司已研究出叶片/盘的锻接工具，可准确地保持叶片的正确位置。
锻接工艺可有效用于超级耐热合金和钛合金之间的连接和修补，可用于风扇、压气机和涡轮整体叶盘结构的制造、修补和更换叶片。
● 五坐标计算机数控加工或电解加工技术--整体叶盘结构的制造还可采用经模锻的高温合金或钛合金实体整体叶盘毛坯经五坐标数控加工技术或数控电解加工技术成形。此种方法要切掉大量金属材料，价格昂贵,加工时间和制造周期长。
● 线性摩擦焊接（LFW）法--用线性摩擦焊将叶片焊接在轮盘上，可节省大量叶片的连接件和结构重量。它是先将叶片夹紧在轮缘的叶根上,并使轮盘周向以高速振动,在叶片和轮盘叶根界面产生一个窄的摩擦加热区，当加热区的温度达到要求的温度时即停止振动,叶片与轮盘固定直至固结在一起。此法要比用实体毛坯加工法更经济。欧洲战斗机的EJ200 发动机的3级低压压气机的整体叶盘是线性摩擦焊接技术成功应用的顶极标志。目前罗-罗公司和 MTU公司已用 LFW技术成功地制造了宽弦风扇整体叶盘，并将为JSF的发动机提供LFW整体叶盘。用LFW技术可从发动机上更换掉被鸟撞损坏的叶片，也可用LFW技术将叶片与用不同材料制造的轮盘焊接在一起，以获得最佳的减重效果。
整体叶环制造技术
推重比15～20高性能发动机，如XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。目前正在研究的整体叶环结构制造技术是一种用单长丝缠绕金属基复合材料结构的制造技术。用连续单根碳化硅长丝增强的钛合 金金属基复合材料制造的 压气机整体叶环转子可以 减少70%整体叶环转子结构的转动质量，而且可以提高高温性能。用单根长丝增强的钛合金金属基复合材料制造的整体叶环是用直径为100微米或更粗的碳化硅连续长丝，长度为25千米，在钛合金基体上缠绕成形而成。所用的长丝是在钨丝或未拧成丝束的单根碳纤维外表面用化学气相沉积工艺沉积一层硼化硅或碳化硅陶瓷，再将数根碳化硅纤维拧成纤维束制成连续的长丝。单长丝增强的复合材料在高温下在沿纤维方向具有很高的比强度和比刚度。目前有几种方法可以获得选择性增强的铝合金、钛合金、金属间化合物合金。如，在合金箔板之间排列铺放单向纤维束制成叠层板，然后用扩散连接方法将叠层板固结成整体构件。另一种方法是按要求采用在表面涂有基体金属的单根长丝制成长丝缠绕结构，然后用扩散连接方法将长丝缠绕的结构固结成整体构件。
目前，最常用的长丝表面涂敷方法有两种，其一，在纤维绕成纤维束的过程中用等离子喷涂方法将所要求的基体金属喷涂在纤维束的表面。其二，在长丝缠绕和固结之前，用物理气相沉积方法将基体材料沉积在缠绕的长丝表面。长纤维束排列铺放已经实现计算机控制的自动铺放。纤维束自动铺放是一种新型的复合材料制造技术。纤维束自动铺放机像纤维缠绕工艺一样把单根或多根纤维束材料缠绕在旋转芯轴上，亦可将多根纤维束在张力近乎为零的情况下直接铺放到模具表面。这种单长丝缠绕增强的复合材料在21世纪高推重比、高性能发动机中的应用具有很大的潜力，可以大幅度提高发动机的性能，降低结构重量；未来发动机的低压压气机叶片和静子叶片、压气机和涡轮整体叶环，以及涡轮轴、压气机机匣也将广泛采用这种复合材料制造。通常发动机的低温部件，如轴和机匣以及低压转子等采用单长丝增强的、以标准钛合金为基体材料的复合材料制造；而高温涡轮部件则用单长丝增强的金属间化合物合金为基体的复合材料制造。目前，正在原型发动机上对单长丝增强的金属基复合材料部件的性能进行评估。
另外，在IHPTET计划第2阶段中的新的核心机压气机上，将采用高温钛合金Ti1100钛合金代替Ti6Al4V制造整体叶环，而压气机静子将采用TiAl金属间化合物制造，可使耐热性能提高到700℃～800℃，减轻50%的结构重量，同时不易着火。Ti1100钛合金整体叶环结构的制造技术尚未见透露，估计采用锻坯加多坐标数控加工或数控电解加工技术制造。
复合层板冷却结构制造技术
多孔复合层板冷却结构是高推重比发动机采用的先进冷却结构，多用于燃烧室和涡轮叶片。它是将带有复杂冷却回路的Lamilloy多孔层板用扩散连接方法成形的冷却结构。多孔复合层板冷却结构的关键制造技术是复杂冷却回路的计算机辅助设计和绘制、"照相-腐蚀"或"照相-电解"工艺，也可用激光和电子束等特种工艺加工。
新型封严结构制造技术
推重比8一级发动机采用蜂窝封严结构，推重比10一级发动机采用丝刷封严结构。F119和EJ200采用刷式封严结构。它是由一组紧密捆在一起的直径为0.0136毫米金属丝鬃毛和内外夹板组成，鬃毛夹在内外夹板之间。鬃毛在轴的旋转方向偏置一个角度以减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角度可使鬃毛弯曲而不致折损，保持良好的封严性能。刷式封严结构对选材、制造、装配和使用都有严格的要求。1955年刷式封严首次试用于J47发动机，但未成功。1983年用于RB199发动机，通过定型试验，但未采用。90年代初，在V2500、EJ200等发动机上应用。艾利逊公司为高性能发动机研究的刷式封严装置的鬃毛材料为Hanynes25,封严板材为Nimonic75，鬃毛直径0.071毫米、倾角为450、刷子径向高度为7.26毫米、鬃毛表面经磨削处理，发动机轴轴径表面涂敷氧化铝涂层。鬃毛和封严板（内外夹板）采用压制、烧结高温钎焊或扩散连接方法制成刷式封严结构。鬃毛的拔制工艺和封严结构的详细制造工艺至今未见报道。
浮壁式火焰筒制造技术
推重比10一级发动机涡轮前温度达到1500℃～1700℃。艾利逊公司研究了用Lamilloy多孔层板加柔性金属/陶瓷制造的浮壁火焰筒结构。普惠公司研究了用玻璃陶瓷基复合材料制造浮壁式火焰筒结构。F119采用的浮壁式火焰筒结构是用多环段连接而成。环段背向火焰一面对流散热的凸环，并有缝隙形成冷却隔热气膜，隔热环是由浮动片组成，并用螺栓连接在外环段上。浮动片用精密铸造而成，而冷却隔热环局部喷涂热障涂层，以降低部件表面温度。
静止件制造技术
大型整体构件超薄壁厚精密铸造
精密铸造技术对减轻高推重比发动机结构重量和降低制造成本起着极其重要的作用。用精密铸件取代由多个零件组成的组件可以减少零件/连接件数量，节省工时，减轻结构重量。为了提高推重比，高性能发动机的燃气发生器扩压器是采用低密度轻质高温材料γ-Ti3Al合金精密铸造而成的。
由于现有铸造技术的限制造成发动机零件超重，出现超设计零件，使许多零件必须经过多道工序和后置处理工序才能完成零件的制造。美国普惠公司与艾利逊公司（后被罗-罗公司收购）推出一种超薄壁厚精密铸造工艺制造F119单晶整体过渡进气道扇形段，其最小壁厚仅有0.25毫米。这种技术大大简化了零件制造过程，仅需要一道精密铸造工序即可完成薄壁整体构件的制造，可取消许多后续加工工序，减少零件数量、减轻零件的结构重量和降低制造成本。采用这项技术可将由69个分离件组成的F119的过渡进气道扇形段铸造成一个整体件，预计可使每台F119减重6.8千克，后续工序由6道减为2道。此项技术是美国"可买得起，可重复生产先进战斗机计划"的一部分。美国空军要求在本项技术中引入快速响应技术，并将此项技术推广应用于其他航空产品和民用产品零件的制造。目前这项技术已经得到验证。另外，美国莱特实验室与普惠公司和艾利逊公司签订了650万美元合同，以改进镍基合金超簿壁厚精密铸造工艺。此项合同的研究重点是制造形状更加复杂（如扭转形状）和尺寸精度要求更高的零件。
喷射铸造成形
● spray喷射成形技术-- "一步成形法 "，即将熔融合金转化为致密、细晶、质地均匀、孔隙度为0.2%～2%的产品的成形技术。它是将合金材料放入感应炉内融化并用高速氮气雾化。其与制备超级合金粉末氩气雾化过程不同之处是合金的融滴在底层上集聚之前不许凝固。与常规P/M粉末冶金相比，简化了工艺过程，从雾化粉末到固结成零件的过程中减少了许多道工序，不仅可以降低成本，而且可以减少粉末产生污染的可能性。喷铸成形的零件可以用直接热等静压（HIP）进行致密性处理或进行热机械处理。
● Spraycast-X喷铸成形技术--这是一种快捷、低成本、高效率成形技术，可用于高推重比发动机的高精度、高质量的镍基超级合金环形件和机匣等结构件的制造。它可以将超级合金一步成形制成发动机的环形件和机匣的预制件，并可以减少常规的环形件和机匣生产所需的环轧工序总量。Spraycast-x成形技术是在spray喷射成形技术的基础上发展的先进的成形技术，即在spray成形技术的基础上增加了真空融化和处理工序。1998年已经推出了第三代生产型喷铸成形设备，可用于制造长度为1.5米,直径为1.4米的单直径或多直径的环形件和机匣。
用Spraycast-X+HIP、Spraycast-X+环轧和Spraycast-X+HIP+环轧方法制造的零件在室温和650℃温度下的拉伸强度可与常规锻造零件相媲美。
超高温树脂基复合材料静止部件制造
目前，军用发动机中复合材料用量已占结构重量的3%。高温树脂基复合材料（PMC）已广泛用于发动机的低温部件，如F119的带变几何形状导流叶片的进气道机匣和外涵道筒体采用CfR/聚酰亚胺树脂基复合材料，工作温度为316℃；外涵道筒体采用CfR/PMR15取代化铣钛合金结构，可减重15%～20%，成本降低30%～35%；美国空军研究AFR700B 超高温树脂基复合材料取代钛合金用作F119 的涡轮和压气机的静止构件与进气道的结构材料。AFR700具有更高的热稳定性和工艺性，可在371℃工作1000小时，在316℃工作10000小时。此外，国外还在研究：用于中介机匣的热塑性复合材料，其工作温度为347℃；用于压气机静止构件及进气道超高温树脂基复合材料，工作温度371℃。
F119的复合材料风扇进气道机匣采用先进的树脂转移造型法，即由Dow-UT公司研发的AdvRTM技术制造的。这种制造技术可以制造形状复杂的风扇进气道机匣，其所有外部气流通道表面光滑度和最终尺寸精度可与钛合金经机械加工的风扇进气道机匣相媲美，并可使风扇进气道机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序，因而可以大幅度降低结构重量和成本。
高温树脂基复合材料构件的制造技术有热压罐成形、模压成形、树脂转移成形和缠绕成形等。2020年前国外将进一步开发更加高效、可靠、低成本的制造方法和设备，探索具有良好加工性能和优良热稳定性的新聚合物合成技术。
目前，国外树脂基复合材料构件制造过程已经实现自动化，并采用自动控制系统完成铺放纤维和树脂转移造型。自动化RTM成形技术可以降低纤维铺放成本、生产形状复杂的构件和提高生产可重复性，并可将材料消耗降低到最小程度。先进的自动化纤维引导铺放、树脂膜浸渍和真空辅助RTM造型技术，为21世纪生产低成本、经济可承受的飞机和发动机提供了先进的制造技术，可以广泛用于复杂几何形状、大尺寸、厚截面和高精度构件的制造。采用自动化纤维铺放技术可以取代手工铺放，降低成本38%，减少劳动工时60%，减少零件数量80%。与RTM相关的工艺技术如树脂膜浸渍技术（RFI）和真空辅助树脂转移造型（VARTM）技术尚在发展之中。
精密制坯技术
新一代航空发动机结构发展的趋势是减少零件总数（减少60%），从而达到减轻结构重量、提高推重比和降低成本（降低25%～30%）的目的。因此,这些发动机的毛坯构成将发生重大变化。趋势是铸件、精锻件、单晶和定向凝固精铸件的用量大大增加。预计，一般锻件由77%降至33%，铸件由18%增至44%，粉末冶金件由3%增至8%，复合材料构件由4%增至15%。
精密制坯技术已广泛用于发动机零件制造。用石蜡铸型可一次铸出钛合金件。精密铸造和精密锻造采用CATIA软件、预测模型和计算机模拟技术实现了"实体造型"以及铸、锻过程用计算机模拟仿真，这些技术提高了金属填充和凝固质量，消除了疏松和避免了热裂，并可取代常规的试铸法，从而提高了精密铸造和精密锻造质量与效率，降低了成本。
定向凝固和单晶精铸
定向凝固和单晶精铸技术已经成为推重比10以上高性能发动机关键制造技术之一。目前使用中的单晶叶片是第二代空心无余量单晶叶片,即采用定向凝固经时效处理加防护涂层的对开式空心超单晶叶片。国外主要发动机公司均已经建立定向凝固和单晶涡轮叶片精铸生产线，其叶片单面余量已稳定在0.05-0.1毫米,涡轮叶片合格率可达70%以上，导向叶片达90%以上。
国外已批量生产叶身无余量的各种尺寸的叶片精锻件和定向及单晶合金空心叶片精铸件，如：批量生产直径1300毫米、壁厚1～2毫米（最薄0.5毫米）的钛合金精铸机匣；现役发动机已普遍采用的精铸单晶空心叶片和超塑性锻造粉末高温合金涡轮盘；美国Howmet公司已生产100多种100多万件精铸单晶叶片。此外，国外还在研究尺寸达2000毫米的精铸件和已研究成功复杂内腔的单晶叶片与双性能涡轮盘。
精密锻造
高推重比发动机的锻件占结构重量55%以上。精密锻造技术已经成为高性能发动机的关键制造技术。目前，国外已批量生产投影面积1.2～3.5平方米的各种材料的大型模锻件，并已研究成功投影面积5.16平方米的钛合金模锻件。另外，正在研发的有：用等温锻造技术制造带叶片的压气机整体叶盘转子；用粉末冶金超塑热等静压和等温锻造精化技术制造具有无偏析超细晶粒及难以成形的锻件毛坯，材料利用率可提高4倍。精密锻造精度和质量主要依靠计算机对锻造过程进行控制，以获取最佳的锻件精度和质量。
快速凝固粉末冶金制坯
快速凝固技术已广泛用于制造叶片，可提高涡轮前温度200℃。目前正在研究快速凝固层板涡轮叶片，即用快速凝固粉末先制出叶片层板，然后用扩散连接技术将多层层板固结成叶片。用此法可以制成具有冲击、对流和气膜组合式冷却结构的复合层板冷却的涡轮叶片。这种叶片可使涡轮前温度提高到1730℃。
国外在大力发展电子束熔炼法、氮等离子旋转电极法、氮雾化，并分别用于制取超强度高温合金粉末、超强度钛合金粉末和超强度铝合金粉末。采用快速凝固技术可降低粉末合金元素偏析和提高合金的固熔度。
热障涂层技术
高推重比发动机结构中将大量采用以热障涂层技术为代表的先进涂层技术。热端部件采用热障涂层以提高结构强度，其中有陶瓷涂层和多层隔热层。陶瓷热障涂层需先在零件表面喷涂MCrALY底层以提高结合强度。多层复合隔热涂层是在基体金属表面钎焊一层柔性金属纤维结构（材料为HFe22.5cr5. 5SiO0.1C）,可减少冷却气流80%。涡轮工作叶片和导向器的隔热涂层采用低压等离子喷涂涂敷，也可以采用电子束物理气相沉积（EB-PVD）涂敷。发动机冷端部件均采用封严涂层、耐磨和防腐蚀涂层。涂敷方法多采用等离子喷涂、火焰喷涂、爆炸喷涂、超音速火焰喷涂和真空等离子喷涂。
昨天看技术室得人给CFM56－3发动机孔探，用得设备就象电影里警方得光纤探头一样，还有个便携得监视器看着，呵呵，70多万美元的东东啊。
好长的天书！
虽说看不懂，但还是要谢谢楼主的贴。
新贴的不断出现给我们论坛带来了勃勃生机。
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[B]以下是引用[I]asraam[/I]在2005-5-10 11:29:00的发言：[/B][BR] 昨天看技术室得人给CFM56－3发动机孔探，用得设备就象电影里警方得光纤探头一样，还有个便携得监视器看着，呵呵，70多万美元的东东啊。
顶一下
[em02][em02]
我不懂，这里就没有懂的？不能评价一下？
[B]以下是引用[I]asraam[/I]在2005-5-10 11:29:00的发言：[/B][BR] 昨天看技术室得人给CFM56－3发动机孔探，用得设备就象电影里警方得光纤探头一样，还有个便携得监视器看着，呵呵，70多万美元的东东啊。
内视镜检测技术在飞机发动机维修上的应用
王绪智
随着航空科技的不断发展，飞机及其相关子系统和组件的构造越来越复杂，对飞行安全的要求也越来越高。因此，各国在飞机的生产制造、使用、维护和维修过程中，都建立了一系列严格的监测检验程序，力图通过提高飞机各子系统及其零部件的可靠性来保证其飞行安全。近年来，无损检测技术在飞机上得到了广泛运用，已成为飞机及其发动机检查工作的最重要手段之一。
目前被广泛应用的无损检测方法包括：荧光液渗检测（fluore-scence Liquid Penetrate Testing）、磁粒检测（Magnetic Particle Testing）、超音波检测（Ultrasonic Testing）、射线检测（Radio-graphic Testing）、涡电流检测（Eddy Current Testing）和光学目视检测（Optical Visual Testing）等六种。这六种检测方法在飞机各子系统和零部件的检测应用上，各有其特殊的功效，但在对机体/机翼或发动机内部深处进行检查时，检验设备无法直接靠近该部位，必须首先拆解外部构件，不仅影响到检测工作的进度，还要耗费大量的维修工时和成本。
为了克服这些无损检测方法存在的上述缺点，目前国外已开始利用遥视检测（Remote Visual Inspection, RVI），或称为内视镜检测技术，来对飞机和发动机的内部进行检测。这种检测方法是利用光纤作为光源，使用刚性的或柔软的内视镜和摄影器材等设备，通过飞机和发动机上预留的检查孔，对飞机和发动机的内部表面进行检测。应用内视镜检测方法，可以减少飞机和发动机在维护/维修中不必要的拆装工作，降低维修人员、工时和器材的耗损，提高飞机维修的效率和质量，并降低修护成本。
一、内视镜系统的种类和功能
目前在飞机/发动机维修检查中最常用的内视镜系统，大致可分为：刚性内视镜（Rigid Borescope）、软式光纤内视镜（Flexible Fiber scope）、视频图像内视镜（Video image scope）、荧光光纤内视镜（Fluorescent Fiber scope）和修磨内视镜（Blending Scope）等五种。
1、刚性内视镜
刚性内视镜主要是利用安装在一个直的不锈钢管套内的一系列透镜，或是由一束套在细钢管中的石英纤维来传送检查中拍摄的图像。在这个钢管中还安装有用来将光线从光源引导至检查点的光纤。为了便于从各个角度开展检查，刚性内视镜的检测镜头通常是活动的或可更换的。有些刚性内视镜还具有扫描控制（Scanning Control）能力，可以通过持续变化扫描方向，或是利用可调整的棱镜，在不须移动眼睛位置或转移光缆的情况下，迅速以较大的视角来进行检测工作。
2、软式光纤内视镜
软式光纤内视镜使用两组光纤光束（Fiberoptic Optical Bundle），分别是图像光纤光束和照明光纤光束，共同设置在一个可弯曲的伸入软管中。对于一般的软式光纤内视镜，主要的组成部分包括插入部分（含前端部分、弯曲部分和柔软部分）、控制部分和目镜。此外，图像传导纤维、光导纤维和检测角度控制绞线也都安装在伸入软管内。
由软式光纤内视镜末端的物镜（Objective Lens）所捕捉到的受检物体图像，将不象刚性内视镜那样由一系列透镜传送，而是由一个特别的光纤束（称为图像束（Image Bundle））传回到目镜（Eye piece），供检查者进行观测之用。
软式光纤内视镜主要是利用高品质玻璃纤维束来提供图像传输功能，图像分辨率的好坏取决于光纤的品质。由于软式光纤内视镜的镜体柔软且可弯曲，因此可以容易地通过导管伸入到不易接近的拐角部位，进行检测工作。其应用要比刚性内视镜更灵活。例如，在检测发动机中高温、高压的涡轮叶片时，可以将软式光纤内视镜通过燃烧筒的检查孔导入，从而完成检查，而刚性内视镜则无法完成这类任务。目前各国使用的软式光纤内视镜的直径范围在0.6~13.5毫米之间，工作长度（Working Length）在1~6米不等。
近年来随着光学技术的发展，软式光纤内视镜已经开始使用高密度玻璃纤维束，可提供非常明亮、清晰的图像。同时，这种内视镜的检测镜头，除了可以像刚性内视镜那样根据需要更换合适角度的镜头外，还可利用控制器来（朝2个或4个方向）调整弯曲段末端的角度（最大可达120度）。另外，国外最新型的软式光纤内视镜采用了锥形镜管（Tapered Flex），能够插入多重弯曲的管路中，使检测工作更加方便。
3、电子图像内视镜
这类内视镜系统主要是利用超小型的电荷耦合器件（Charge Coupled Devices, CCD）来实现图像的传输，它是将物镜所获取的图像先转换成电子信号，再将其传导到图像控制器，并使图像呈现在监视器的银幕上，使检查者可通过彩色监视器观看到高分辨率的检测图像。电子图像内视镜可使用电池提供能源，其操作使用效果要超过前述两种内视镜，并有轻巧、携带方便的优点，此外，这种内视镜的图像清晰度和工作距离均优于光纤内视镜。
目前国际上最新型的电子图像内视镜安装了最新开发的光学镜头和电荷耦合器件，大幅提高了图像分辨率。不仅可通过光学接头所指示的方向和视角来精确地量测距离，还可以同时以直视和侧视的角度观察飞机发动机的内部。此外，这种内视镜可将小型麦克风安装在控制部的前端，当内视镜与录音装置连接后，声音即可与摄影机的图像结合在一起。同时，这一新型电子内视镜可任意向上、下、左、右四个方向弯曲，且每个方向弯曲的角度可达150度。在该型内视镜的控制器上共设计了五个按键，只须用拇指按压即可完成图像定格、电子变焦、全景图像、图像加强和亮度调整等功能。其弯曲段的制造材料已不再是传统使用的不锈钢织带，而是使用了钨织带，其构造更加牢固。该内视镜在插入部位采用了独特的锥形结构，使其前端部分柔软且坚固，能容易地插入并接近检测点进行检测。
这种最新型的电子图像内视镜，除了可提供清晰的图像外，还有其它的使用功能，其中之一就是对问题进行立体测量，其操作和人眼有着相同的原理，即利用左、右两边的物镜去观察同一个物体的图像，再计算出物体与各镜头的距离。当该物体的图像呈映在左、右镜头上时，可利用三角测量原理，自动计算出物体（或缺陷）的实际尺寸。此外，该型电子内视镜也具有图像储存和传送功能，可通过E-mail将图像数据传送到各相关人员的笔记本电脑上，使他们可以随时随地进行缺陷的分析工作，而使飞机维护/维修的检查工作更加方便。
4、荧光光纤内视镜
在金属物体表面上使用荧光（或染色）渗透液，来检查微小的裂纹和瑕疵，是各国工业界使用的传统无损检测方式。目前一些先进国家的飞机制造和修理厂商将前面介绍的内视镜技术与传统的液渗检测法相结合，开发了紫外线遥视检测（Ultraviolet -RVI）系统，也称为荧光光纤内视镜，用来检查一般眼睛无法（或不易）看到的飞机/发动机内部的细微裂纹缺陷。
荧光光纤内视镜的基本原理是，当某些物质被紫外光照射时，就会有荧光反应，而且可以很容易地被观测到。利用这一原理，在检测中，将荧光（染色）液渗剂涂抹在物体表面上，在清除过量的渗透染剂并涂上显影剂后，用黑光灯照射该处，就可看出表面上发丝状的细小裂纹。
这种内视镜检测系统除了具有上述内视镜的相关功能外，还可由物镜前端喷出压缩空气、水、荧光渗透液和显影剂等萤光检测所需材料，以及黑光灯的光源。
5、修磨内视镜
在飞机维修中，非定期的发动机拆装、维修最为浪费工时和成本，但其往往又是一个不可避免的维修过程。即使是按照最严格的标准设计/制造的现代涡轮发动机，在使用中也无法保证不会受到损伤。造成发动机非定期拆装的主要原因之一，就是高压压缩机（HPC）的叶片受到外物的损坏。长期以来，当飞机发动机受到外物的损坏时，必须将其从飞机上卸下并拆解维修，受损的叶片更换或修理完毕后，再组装回去，并运往试车室（或试车台）进行试车。这种维修会花费大量的人力、工时和材料，造成维修成本的增加。近年来一些发达国家的航空工业部门研究成功了一种兼具检测和维修双重功能的修磨内视镜系统，其构造和传统的刚性内视镜相似，只是在刚性内视镜镜管的最前端加装一个磨头插座，可根据需要安装不同的磨头，以及调整适当的工作角度。该内视镜有一个侧向镜头，除可用于一般的检测外，还可让检查者直接利用肉眼或电子显像方式，来监视磨头进行修磨工作的情况。在修磨内视镜中有一个极小的电动机，可以用每分钟数千转的转速，来驱动该磨头的运转，并且根据实际需要调整适当的转速。其配备的各种不同长度、可更换的磨头，可分别用于进行切割、研磨、磨光和擦亮等维修工作，使整个修护工作能在不拆解任何发动机外部构件的情况下完成，从而显著降低维修工时和成本。总体而言，这种修磨内视镜设备具有以下优点：优异的图像品质和理想的视角；操作上的高精度；可容易地更换不同的磨头，提高维修的灵活程度；可容易地测量和判断机件损坏情况和修磨维修的结果；磨头转速和观察位置可根据所使用的磨头的长度进行适当调整；可直接用肉眼或电子图像系统进行检测和监视修磨工作的进行情况；设计简单、体积小、重量轻、携带方便等。
二、内视镜检测的特点
从以上各种内视镜系统的功能介绍可以看出，内视镜检测技术可使检查者容易地观察到飞机/发动机的内部机件和结构的缺陷情况，而这些是无法用肉眼直接看见的。因此，内视镜检测技术可以看成是眼睛在视力上的延伸。但内视镜检测的优点并不仅限于此，它可以将检测点处的缺陷以清晰、高分辨率的完整、彩色图像传送回来，并可利用电子图像的方式将其捕捉、增强、分析和存储，以做为检测人员后续维修工作的参考。而修磨内视镜则进一步将检测和维修两种功能合二为一，大幅度提高了内视镜系统在飞机维修上的使用效能，因此，其在未来飞机/发动机的检测和修护方面，具有巨大的发展潜力。
内视镜系统一般使用于飞机以下部位的检查：发动机（含进气风扇、压缩机的涡轮叶片、燃烧筒、齿轮箱和滑油箱等），机体各部位（含机身、机翼、起落架系统、垂直/水平尾翼等），以及其它无法直接由目视观察到的部位。检查的项目以机件受到外物损伤、腐蚀、硫化、磨损、裂纹和污染物的影响为主。
在使用内视镜进行检测时，首先应考虑以下几个因素，做为选用内视镜设备的依据：
1、检查伸入孔的大小。检查伸入孔的尺寸大小，将会限制内视镜镜管直径（或工作直径）的大小。
2、检测点的接近路径。如果通往检测点的接近路径是直线型的，则比较适合采用刚性内视镜来进行检测工作；如果是弯曲（或曲折）的接近通路，就必须选用软式光纤内视镜或电子图像内视镜。
3、检查伸入孔的位置。在检测时，必须将内视镜的物镜伸入到足够接近检测点（或受检物）的位置，才能开展检测工作。检查伸入孔的位置将决定内视镜的观测方向、接近路线和工作长度的选取。如果在检查入口没有足够的伸展空间，则检验者可能需要一个与目镜连接的调整器，以获得最合适的观测角度。
4、物镜到受检物的距离。无论是使用标准的还是高强度的光源，物镜到受检物之间的距离远近，都将会直接影响照明的需求量，而且，物镜也需利用最佳的视角，来获得最好的图像分辨率和最大的放大率。
5、缺陷的大小。受检物的缺陷大小差异很大，既有细如发丝的裂纹，也有较大的损坏裂痕。这些缺陷的尺寸大小，是选择内视镜的放大率、视角、聚焦能力和镜片分辨率的重要参考因素，以便能获得合适而清晰的缺陷图像。在通常情况下，较大的视角可以较快地扫描大的范围，并且可避免在检测时丢失部分受检物图像的情况。
6、受检物的轮廓大小。受检物的轮廓包括整个受检物体、裂痕或裂纹，以及变形等部分的大小，这是确定视角和光源亮度的最重要因素之一。如果受检物处于检测区域的长度过长或太深，则受检物的某些部位可能会在不同的平面上，故所采用的内视镜系统必须具备足够的调焦功能，以便可以在一个固定位置上，能够很清楚地捕捉到不同距离或深度的受检物图像，并完整地传送给检验者。
7、光线的反射率（Reflectivity）。对于那些涂抹了碳涂料的漆黑物体表面而言，由于其光线反射率较差，因此需要较强的照明效果，才能获得较佳的受检物图像。
三、可使用内视镜进行检查的缺陷
在进行飞机发动机的维护检查时，最常见的缺陷大致有：外物损伤、硫化、裂纹和烧损四种，这四种缺陷均可通过内视镜进行检查。
1、外物损伤
在飞机发动机的维护检查中，对因外物而造成的各种损伤进行检查和处理，是飞机使用期间耗费维修人力、物力最多的问题。造成外物损伤的原因主要是发动机吸入了松脱的金属螺帽或铆钉、冰雹、破碎的铺路材料（碎石和水泥块），以及遭受鸟的撞击等。
2、硫化（Sulfidation）
所谓的“硫化”就是金属的高温腐蚀现象。这一现象经常发生在涡轮发动机的表面上，其原因是由于金属（主要是铬元素）和硫化钠在机件表面发生化学反应造成的。长期的化学反应后将导致涂层逐步发生氧化，造成涂层脱落，随后进一步腐蚀金属表面，使金属表面呈现粗糙不平，进而深入金属内部，使其结构彻底损坏。与金属发生反应的硫化钠是在发动机使用过程中，硫酸盐与钠元素受热而产生的。通常情况下，硫化现象从开始发生到机件表面完全损坏为止，大致可分为以下五级：
一级——涂层表面出现起泡现象。
二级——起泡区域开始扩大，并产生剥离现象。
三级——剥离现象扩大形成块状脱落。
四级——腐蚀情况已伤及金属母体。
五级——金属母体被穿透。
当发生一到三级的情况时，机件还可继续使用，到发生四级以上情况时，则必须将其更换，否则将可能产生安全性后果。
3、裂纹（Crack）
金属材料经常会因为遭受超负荷或震动所产生的严重应力（包括压力、拉力和剪切力），而导致断裂，即出现裂纹。飞机发动机部件发生裂纹的主要原因除突然遭受严重超过正常负荷的应力外，机件内因存在尖角、杂物、锈蚀，以及各螺栓的紧度不够造成震动等原因组合在一起，也会产生很强的应力集中，导致裂纹发生。
另外，还有一种疲劳裂纹（Fatigue Crack），这种裂纹不是由于遭受非常强大的应力集中造成的，而是当机件内存在不大的应力但该应力反复作用时，导致在一个或几个小的区域内，材料的强度不断降低，最终出现裂纹的现象。疲劳裂纹通常从应力集中处开始延伸，当应力大小属于正常应力范围，但超过材料的剩余强度时，将导致材料断裂。
4、烧损（Burnning）
当机件的材料结构遭受无法承受的较高温度时，会因为快速的氧化作用而直接毁损金属材料。通常情况下，金属材料在烧损之前，首先会改变颜色，其表面颜色的变化依次为红色、紫色、紫黑色和纯黑色，最后达到穿孔或完全烧毁的程度。通过对烧损部位的缺陷尺寸进行测量，可供检查人员判断是否应将其更换。
四、使用内视镜进行检测的主要效益
在飞机和发动机的维护和维修过程中，尤其是在发动机部分的维修检查中，内视镜检测是相当重要的一种手段。飞机的发动机不但具有非常复杂的构造，而且必须承受极高的应力、长时间的高速运转（通常高达每分钟2000转的速度），并承受极高温（高于多数金属的溶点温度）的燃气所产生的大量能量。同时，某些飞机的发动机需要以大约每秒1000磅的压缩速率来压缩空气，因此，其压缩机叶片的叶尖会达到非常高的速度。在以上运转条件下，不论发动机的结构有多么坚固，都有可能会发生外物损坏、腐蚀、浸蚀、硫化、热退化、裂痕（纹）和变形等情况，对飞机的飞行安全造成隐患。而且，这些缺陷大多位于机内难以接近的地方，增加了检查/维修的难度。使用内视镜系统进行检查，能够有效地增加飞机/发动机系统的可靠性，适时预防（或降低）发生意外事件的可能性，促进飞机的飞行安全。
从以色列萨斯纳（Cessna）飞机公司在其TFE-731型发动机涡轮的检查中使用内视镜的情况，可以看出内视镜给飞机发动机检测带来的巨大好处。在各国飞机厂商进行涡轮发动机叶片的检查时，主要是使用显微镜来进行，因为只有这样才能达到制造厂商严格的规范要求。但是，每台TFE-731型发动机上有236个涡轮叶片，检查人员使用显微镜对这些涡轮叶片的边缘进行检测时，往往需要弯着身子持续工作好几个小时，这对工作者来说是一件极为漫长、沉闷而辛苦的工作。如果使用电子图像内视镜来执行上述工作，则检测人员可以通过监视器的屏幕，在舒适的位置上观看涡轮叶片的检查情况，极大地缓解了检查人员的疲劳程度。
电子图像内视镜除了能把被检物的图像通过其末端的电子感应器传送到监视器外，其镜片的光学设计还可提供约20倍的放大能力，从而增强检查工作中的观察效果。如果使用传统的显微镜来执行检测，检测人员通常要花上2至3小时，才能将所有涡轮叶片检查完毕，而使用电子图像内视镜检测系统之后，所需时间将缩短至一个多小时，并且可以让一组人员同时进行多项相关的检查工作，从而大幅度提高维护检查的工作效率。
除上述优点外，内视镜检测系统还可以大幅度节省飞机的维修成本。根据以色列某航空公司的统计报告指出，在其没有使用内视镜检测系统之前，完成一台发动机的检测工作，要花费1200个人工-小时，并且让待检修的发动机长时间处于停工状态。自从采用光纤内视镜和电子图像设备进行检测之后，其所需的检测工时仅要4个人工-小时，仅为原来的三百分之一，可使每台发动机的维修成本节省20万美元，大幅度降低了该公司的总营运成本。
呵呵，楼上说的专业，不过羊毛出在羊身上，这种东西国内的要是搞不出好的，老外可就赚翻了。