超级军网航空发动机减重技术研究(转航空工程与维修)
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 12:44:25
给大家带点技术文章
The Study on Aero-engine Reducing Weight Techniques
姜旭峰/空军工程大学
彭著良 费逸伟/徐州空军学院
综述了提高航空发动机推重比的减重技术，包括先进的结构设计技术及广泛使用强度高、比重小的金属复合材料和非金属复合材料等措施。
战斗机的性能在相当大的程度上取决于发动机的水平，而推重比是衡量战斗机发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。在20世纪70年代末80年代初，欧美各国积极开展了高推重比发动机的预研工作，先后制定了一系列发展发动机技术的计划，如美国的先进战术战斗机（ATF）发动机计划和高性能涡轮发动机综合技术计划（IHPTET）、欧洲的先进核心军用发动机（ACME）计划等。这些计划各有特点，但总的目标是一致的，即到21世纪初使军用发动机的推重比达到15～20。其中最具有影响的是NASA和美国国防部开展的IHPTET计划，目标是到2005年时使发动机推重比达到20，燃油效率提高一倍，并使飞机总重量下降45%。
目前，美国和西欧四国已经研制出推重比10的第四代涡扇发动机，如美国的F119和西欧的EJ200。与第三代发动机相比，第四代发动机的零件数目减少了40%～60%，零件寿命增加了150%，推重比增加了20%，使军机的机动性、敏捷性、格斗性大大增强。可见，发动机的合理减重具有重要意义。
航空发动机减重技术
1.结构优化设计
对发动机部件进行结构优化设计，合理简化和减重，可有效地提高发动机的推重比。
（1）压气机的结构优化设计
压气机的新结构主要有：空心风扇和压气机叶片、整体叶盘、整体叶环、无盘转子等，其中又以整体叶盘的减重效果最明显。
中国燃气涡轮研究院的范志强等利用MSC/NASTRAN优化软件包对某航空发动机高压压气机第一级整体叶盘进行优化设计，对全盘实施最大等效应力约束、对辐板区域实施屈服应力约束、对轮盘子午面实施平均周向应力约束、对辐板喉部区域实施平均径向应力约束以及对轮毂区域实施低循环疲劳约束，采用近似技术,使设计变量从32个减少到9个。经过15次优化设计循环, 使轮缘部分的重量和轮毂的重量都减少了许多，辐板的厚度有所减薄，取得了较为满意的效果。同时，使叶盘上的应力分布得到了改善，优化设计前，当量应力的分布不是很合理，应力从小（轮缘处）到大（轮毂处）变化不是很均匀，最大当量应力位于轮毂的内缘位置，并且在轮盘与鼓筒的连接处存在一个局部的较高应力区域；优化设计后，最大当量应力的位置还是位于轮毂内缘区域，但在轮盘与鼓筒连接处的局部较高应力区域不存在了，辐板区域的应力有所增加，从轮缘到鼓筒，应力逐渐增大，应力的分布比较均匀。
经过优化设计,在满足所有约束条件下整体叶盘的重量从13.329kg减少到7.243kg, 减重幅度为45.66%。同时,叶盘上的应力分布得到了改善。
（2） 涡轮的结构优化设计
发动机涡轮的结构简化可采用对转涡轮、减少涡轮导向器等设计技术，能够大幅度提高发动机的性能、减少发动机的重量。
美国麻省理工学院试验了两种对转涡轮，一种涡轮进口安装有一排导叶，另一种没有。两种对转涡轮与传统涡轮相比，在相同的级载荷系数下，对转涡轮的效率高于传统涡轮；或者在相同的效率下，对转涡轮的级载荷系数大大高于传统涡轮的级载荷系数，而无导叶的对转涡轮更为突出；NASA刘易斯研究中心设计和验证了一种用于火箭发动机的小型对转涡轮，在无第二级涡轮导向叶片的情况下，效率提高了2%；俄罗斯中央航空发动机研究院的教授也认为，对转涡轮将在未来航空发动机领域取得迅猛发展，他们的研究表明，在小型发动机中，在相同的耗油率下，用两排对转涡轮取代常规单级涡轮，压气机压比提高了5%，涡轮前温度可降低100K，容许发动机进气量减少13%，发动机轴向尺寸缩短23%，燃气发生器叶片数目可减少35%～40%，动力涡轮叶片可减少45%～50%。可见对转涡轮有着常规涡轮无法比拟的优势。
北京航空航天大学动力系也开展了对转涡轮的研究工作，目前已设计并制造了一台高性能的小型超跨声高载荷对转涡轮试验件。
这种对转涡轮具有高载荷、超跨声、低稠度、无导叶、大转折角、小尺寸、大轮毂比和小展弦比的特征，与相同状况下设计的常规涡轮相比优势很明显。首先，大大地减轻了重量。由于采用超跨声、高负荷、低稠度和无导叶等技术措施，使得叶片数目下降30%以上，涡轮盘和机匣等重量下降，使结构更简洁合理，部件寿命更长。其次，大大减少了高温涡轮所需要的冷气用量。由于低稠度和无导叶，来自压气机的冷气用量大幅度下降，可使发动机的推力将提高，耗油率将下降。如果还保持原有的来自压气机的冷气用量不变，则可进一步提高涡轮前温度T4*，从而提高发动机的推重比。再次，缩短了发动机的轴向长度25%，这样除了减轻重量以外，还有利于解决转子振动和临界转速问题等。另外，由于采用对转转子，使飞机在飞行时大大减小或者抵消由于单向旋转的转子作用于飞机上的陀螺力矩，从而提高飞机的机动性和可操纵性。
英国罗-罗公司生产的"飞马"涡扇发动机（应用于"鹞"式飞机）和美国F119发动机（应用于F-22飞机）都采用了对转涡轮，它是提高发动机推重比的有力措施和今后涡轮发展的方向。
总之，近期最有希望通过结构优化设计实现发动机减重的技术是风扇和压气机采用整体叶盘，初步分析表明，它们可使相应部件的重量减少20%～30%，其他还可采用对转涡轮设计，减少涡轮导向器等设计技术，这些设计对提高推重比的效果估算结果见表1。
可以看出，发动机部件结构优化设计对整机的减重贡献是有限的，它可使推重比上升6%～7%，配合减少压气机级数的设计，最大可能使推重比提高10%。
2. 新型结构材料的研究及应用
提高航空发动机的热效率也能提高推重比，其实现办法是提高空气压缩比和涡轮前燃气温度。目前，F119的涡轮前温度已接近1800℃，而根据先进发动机发展的要求，燃烧室温度将达2000～2200℃，由于设计与结构上的原因，可用于冷却的空气很少，这就对发动机热端部件的材料提出了越来越高的要求。目前，各国航空发动机生产商正在研制或应用的先进材料主要包括：耐温更高的高温合金、金属间化合物（钛-铝TiAl和镍-铝NiAl等）、金属基复合材料（MMC）、高温结构陶瓷/陶瓷基复合材料（CMC）和碳-碳复合材料（C/C）。
英国罗-罗公司在上世纪末对21世纪发动机材料可能发生的变化进行了预估（见图1）。传统的铝合金及结构钢在发动机中的用量会进一步减少，高温合金、钛合金等特种金属材料到下世纪初叶也会有所降低，代之而来的将是金属基、陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料。
TiAl、NiAl及难熔金属硅化物等金属间化合物，一方面，由于具有金属键特性，一般有良好的导热性和一定的可加工性与韧性；另一方面，还有一部分共价键且结构比较复杂，滑移系较少，塑性变形比较困难，因而常温塑性、韧性均较低。所以金属间化合物兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能，虽然最高耐温性低于陶瓷，但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料。
当前，常用的金属基复合材料有纤维增强铝合金基、钛合金基复合材料等，它的最主要的优点是具有高的比强度和高的比刚度，至少具有耐538℃温度的潜力，并已有可能达到980℃的高温。其重量小于传统的合金材料部件，主要应用于发动机的中、低温部件。 国外高推比发动机中压气机、燃烧室及涡轮部件，如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已计划采用金属基复合材料。但由于金属基复合材料的制备工艺复杂、成本昂贵、界面稳定性相对较低，以及缺乏应用经验，从现有的文献看，金属基复合材料目前在发动机上的应用还处于试验研究阶段，尤其是转子部件。GE公司用SCS-6/Ti-6-4复合材料制造低压涡轮轴（体积含量35%），并进行了试验。
陶瓷及陶瓷基复合材料具有优异的耐高温、低密度、良好的高温抗氧化、高比强、抗腐蚀和耐磨等特性。与高温合金相比，陶瓷材料的使用温度提高了约400℃，在非冷却情况下工作温度可达1600℃，可减少或取消冷却系统而简化结构，使发动机紧凑；密度仅为高温合金的40%，相同体积的零部件可减轻重量约60%，特别对高速转子可大大减轻离心负荷；节省高温合金中镍、铬和钴等战略金属。因此，未来发动机中的高温部件多数计划采用陶瓷材料。但陶瓷材料致命的弱点是脆性大、可靠性差，在受力情况下，陶瓷材料中的显微缺陷会发展成裂纹，从而导至灾难性破坏。
近30年来，美、英、日、法和前苏联等国都投入大量人力、物力和财力研究陶瓷及其复合材料，想通过高强度纤维、晶体、颗粒或自增韧的办法来改善其韧性，美国在这方面处于世界领先地位。为解决F119采用矢量喷管使重量增加而引起飞机重心移动的问题，普惠公司决定采用轻质复合材料。原计划使用碳/碳复合材料制造喷管鱼鳞片，由于抗氧化问题尚未解决，后改用陶瓷基复合材料，结果大大减轻了重量，减少了冷却空气量和零部件数。
碳/碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的密度不到2.0g/cm3，仅为镍基高温合金的1/4，陶瓷材料的l/2；尤其是这种材料随着温度升高（可达2200℃）其强度不仅不降低，甚至比室温还高，目前，能够在1600～2000℃高温下正常工作的材料只有碳/碳复合材料。但碳/碳复合材料的致命缺陷是抗氧化性能较差。由于航空发动机工作时间长、温度高，而碳材料在400℃以上就会开始氧化，因此，研究用于1600℃以上长时稳定的抗氧化涂层是要解决的最关键问题。
目前，世界上各先进国家都在展开将碳/碳复合材料用于航空发动机的热端部件的试验研究工作。 美国已把这种材料用在F100飞机发动机喷嘴和加力燃烧室成管上；通用电气公司用碳/碳材料制造出JID验证机中低压涡轮的叶片和盘整体部件，运转温度1649℃，比一般涡轮高出555℃，而且不用气冷，已试验成功。
今后，新材料体系的使用直接关系到先进发动机的研制。按照西方的规划，几乎所有的重要零部件均拟采用复合材料，以大幅度减轻重量，提高性能。美国为实现IHPTET计划，提出要采用TiAl基复合材料制造鼓筒式无盘结构压气机转子，减重70%；采用陶瓷基复合材料代替高温合金，制造出口温度均匀、变流量结构火焰简；用钛基复合材料制造燃烧室机匣；采用陶瓷基复合材料或碳/碳复合材料制造叶片盘整体结构的涡轮，减重30%；加力燃烧室筒由碳/碳复合材料制造；尾喷管采用在2200℃无需冷却的加涂层的碳/碳复合材料。目前，我国与世界先进水平仍有相当差距，因此应加快新材料体系的研究开发。
结论
依靠先进的结构设计技术及广泛使用轻质金属复合材料和非金属复合材料等措施，可有效提高发动机推重比，因此，提高发动机推重比是多学科综合努力的结果。
目前，国外先进国家的发动机发展已经进入一个加速的阶段，我国在很多方面都存在差距，为了跟上国际航空技术的发展速度，不至于使差距进一步拉大，我国应该广泛借鉴国外先进经验，重视新技术、新材料的研究和开发，实现我国航空发动机技术的跨越式发展。给大家带点技术文章
The Study on Aero-engine Reducing Weight Techniques
姜旭峰/空军工程大学
彭著良 费逸伟/徐州空军学院
综述了提高航空发动机推重比的减重技术，包括先进的结构设计技术及广泛使用强度高、比重小的金属复合材料和非金属复合材料等措施。
战斗机的性能在相当大的程度上取决于发动机的水平，而推重比是衡量战斗机发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。在20世纪70年代末80年代初，欧美各国积极开展了高推重比发动机的预研工作，先后制定了一系列发展发动机技术的计划，如美国的先进战术战斗机（ATF）发动机计划和高性能涡轮发动机综合技术计划（IHPTET）、欧洲的先进核心军用发动机（ACME）计划等。这些计划各有特点，但总的目标是一致的，即到21世纪初使军用发动机的推重比达到15～20。其中最具有影响的是NASA和美国国防部开展的IHPTET计划，目标是到2005年时使发动机推重比达到20，燃油效率提高一倍，并使飞机总重量下降45%。
目前，美国和西欧四国已经研制出推重比10的第四代涡扇发动机，如美国的F119和西欧的EJ200。与第三代发动机相比，第四代发动机的零件数目减少了40%～60%，零件寿命增加了150%，推重比增加了20%，使军机的机动性、敏捷性、格斗性大大增强。可见，发动机的合理减重具有重要意义。
航空发动机减重技术
1.结构优化设计
对发动机部件进行结构优化设计，合理简化和减重，可有效地提高发动机的推重比。
（1）压气机的结构优化设计
压气机的新结构主要有：空心风扇和压气机叶片、整体叶盘、整体叶环、无盘转子等，其中又以整体叶盘的减重效果最明显。
中国燃气涡轮研究院的范志强等利用MSC/NASTRAN优化软件包对某航空发动机高压压气机第一级整体叶盘进行优化设计，对全盘实施最大等效应力约束、对辐板区域实施屈服应力约束、对轮盘子午面实施平均周向应力约束、对辐板喉部区域实施平均径向应力约束以及对轮毂区域实施低循环疲劳约束，采用近似技术,使设计变量从32个减少到9个。经过15次优化设计循环, 使轮缘部分的重量和轮毂的重量都减少了许多，辐板的厚度有所减薄，取得了较为满意的效果。同时，使叶盘上的应力分布得到了改善，优化设计前，当量应力的分布不是很合理，应力从小（轮缘处）到大（轮毂处）变化不是很均匀，最大当量应力位于轮毂的内缘位置，并且在轮盘与鼓筒的连接处存在一个局部的较高应力区域；优化设计后，最大当量应力的位置还是位于轮毂内缘区域，但在轮盘与鼓筒连接处的局部较高应力区域不存在了，辐板区域的应力有所增加，从轮缘到鼓筒，应力逐渐增大，应力的分布比较均匀。
经过优化设计,在满足所有约束条件下整体叶盘的重量从13.329kg减少到7.243kg, 减重幅度为45.66%。同时,叶盘上的应力分布得到了改善。
（2） 涡轮的结构优化设计
发动机涡轮的结构简化可采用对转涡轮、减少涡轮导向器等设计技术，能够大幅度提高发动机的性能、减少发动机的重量。
美国麻省理工学院试验了两种对转涡轮，一种涡轮进口安装有一排导叶，另一种没有。两种对转涡轮与传统涡轮相比，在相同的级载荷系数下，对转涡轮的效率高于传统涡轮；或者在相同的效率下，对转涡轮的级载荷系数大大高于传统涡轮的级载荷系数，而无导叶的对转涡轮更为突出；NASA刘易斯研究中心设计和验证了一种用于火箭发动机的小型对转涡轮，在无第二级涡轮导向叶片的情况下，效率提高了2%；俄罗斯中央航空发动机研究院的教授也认为，对转涡轮将在未来航空发动机领域取得迅猛发展，他们的研究表明，在小型发动机中，在相同的耗油率下，用两排对转涡轮取代常规单级涡轮，压气机压比提高了5%，涡轮前温度可降低100K，容许发动机进气量减少13%，发动机轴向尺寸缩短23%，燃气发生器叶片数目可减少35%～40%，动力涡轮叶片可减少45%～50%。可见对转涡轮有着常规涡轮无法比拟的优势。
北京航空航天大学动力系也开展了对转涡轮的研究工作，目前已设计并制造了一台高性能的小型超跨声高载荷对转涡轮试验件。
这种对转涡轮具有高载荷、超跨声、低稠度、无导叶、大转折角、小尺寸、大轮毂比和小展弦比的特征，与相同状况下设计的常规涡轮相比优势很明显。首先，大大地减轻了重量。由于采用超跨声、高负荷、低稠度和无导叶等技术措施，使得叶片数目下降30%以上，涡轮盘和机匣等重量下降，使结构更简洁合理，部件寿命更长。其次，大大减少了高温涡轮所需要的冷气用量。由于低稠度和无导叶，来自压气机的冷气用量大幅度下降，可使发动机的推力将提高，耗油率将下降。如果还保持原有的来自压气机的冷气用量不变，则可进一步提高涡轮前温度T4*，从而提高发动机的推重比。再次，缩短了发动机的轴向长度25%，这样除了减轻重量以外，还有利于解决转子振动和临界转速问题等。另外，由于采用对转转子，使飞机在飞行时大大减小或者抵消由于单向旋转的转子作用于飞机上的陀螺力矩，从而提高飞机的机动性和可操纵性。
英国罗-罗公司生产的"飞马"涡扇发动机（应用于"鹞"式飞机）和美国F119发动机（应用于F-22飞机）都采用了对转涡轮，它是提高发动机推重比的有力措施和今后涡轮发展的方向。
总之，近期最有希望通过结构优化设计实现发动机减重的技术是风扇和压气机采用整体叶盘，初步分析表明，它们可使相应部件的重量减少20%～30%，其他还可采用对转涡轮设计，减少涡轮导向器等设计技术，这些设计对提高推重比的效果估算结果见表1。
可以看出，发动机部件结构优化设计对整机的减重贡献是有限的，它可使推重比上升6%～7%，配合减少压气机级数的设计，最大可能使推重比提高10%。
2. 新型结构材料的研究及应用
提高航空发动机的热效率也能提高推重比，其实现办法是提高空气压缩比和涡轮前燃气温度。目前，F119的涡轮前温度已接近1800℃，而根据先进发动机发展的要求，燃烧室温度将达2000～2200℃，由于设计与结构上的原因，可用于冷却的空气很少，这就对发动机热端部件的材料提出了越来越高的要求。目前，各国航空发动机生产商正在研制或应用的先进材料主要包括：耐温更高的高温合金、金属间化合物（钛-铝TiAl和镍-铝NiAl等）、金属基复合材料（MMC）、高温结构陶瓷/陶瓷基复合材料（CMC）和碳-碳复合材料（C/C）。
英国罗-罗公司在上世纪末对21世纪发动机材料可能发生的变化进行了预估（见图1）。传统的铝合金及结构钢在发动机中的用量会进一步减少，高温合金、钛合金等特种金属材料到下世纪初叶也会有所降低，代之而来的将是金属基、陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料。
TiAl、NiAl及难熔金属硅化物等金属间化合物，一方面，由于具有金属键特性，一般有良好的导热性和一定的可加工性与韧性；另一方面，还有一部分共价键且结构比较复杂，滑移系较少，塑性变形比较困难，因而常温塑性、韧性均较低。所以金属间化合物兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能，虽然最高耐温性低于陶瓷，但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料。
当前，常用的金属基复合材料有纤维增强铝合金基、钛合金基复合材料等，它的最主要的优点是具有高的比强度和高的比刚度，至少具有耐538℃温度的潜力，并已有可能达到980℃的高温。其重量小于传统的合金材料部件，主要应用于发动机的中、低温部件。 国外高推比发动机中压气机、燃烧室及涡轮部件，如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已计划采用金属基复合材料。但由于金属基复合材料的制备工艺复杂、成本昂贵、界面稳定性相对较低，以及缺乏应用经验，从现有的文献看，金属基复合材料目前在发动机上的应用还处于试验研究阶段，尤其是转子部件。GE公司用SCS-6/Ti-6-4复合材料制造低压涡轮轴（体积含量35%），并进行了试验。
陶瓷及陶瓷基复合材料具有优异的耐高温、低密度、良好的高温抗氧化、高比强、抗腐蚀和耐磨等特性。与高温合金相比，陶瓷材料的使用温度提高了约400℃，在非冷却情况下工作温度可达1600℃，可减少或取消冷却系统而简化结构，使发动机紧凑；密度仅为高温合金的40%，相同体积的零部件可减轻重量约60%，特别对高速转子可大大减轻离心负荷；节省高温合金中镍、铬和钴等战略金属。因此，未来发动机中的高温部件多数计划采用陶瓷材料。但陶瓷材料致命的弱点是脆性大、可靠性差，在受力情况下，陶瓷材料中的显微缺陷会发展成裂纹，从而导至灾难性破坏。
近30年来，美、英、日、法和前苏联等国都投入大量人力、物力和财力研究陶瓷及其复合材料，想通过高强度纤维、晶体、颗粒或自增韧的办法来改善其韧性，美国在这方面处于世界领先地位。为解决F119采用矢量喷管使重量增加而引起飞机重心移动的问题，普惠公司决定采用轻质复合材料。原计划使用碳/碳复合材料制造喷管鱼鳞片，由于抗氧化问题尚未解决，后改用陶瓷基复合材料，结果大大减轻了重量，减少了冷却空气量和零部件数。
碳/碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的密度不到2.0g/cm3，仅为镍基高温合金的1/4，陶瓷材料的l/2；尤其是这种材料随着温度升高（可达2200℃）其强度不仅不降低，甚至比室温还高，目前，能够在1600～2000℃高温下正常工作的材料只有碳/碳复合材料。但碳/碳复合材料的致命缺陷是抗氧化性能较差。由于航空发动机工作时间长、温度高，而碳材料在400℃以上就会开始氧化，因此，研究用于1600℃以上长时稳定的抗氧化涂层是要解决的最关键问题。
目前，世界上各先进国家都在展开将碳/碳复合材料用于航空发动机的热端部件的试验研究工作。 美国已把这种材料用在F100飞机发动机喷嘴和加力燃烧室成管上；通用电气公司用碳/碳材料制造出JID验证机中低压涡轮的叶片和盘整体部件，运转温度1649℃，比一般涡轮高出555℃，而且不用气冷，已试验成功。
今后，新材料体系的使用直接关系到先进发动机的研制。按照西方的规划，几乎所有的重要零部件均拟采用复合材料，以大幅度减轻重量，提高性能。美国为实现IHPTET计划，提出要采用TiAl基复合材料制造鼓筒式无盘结构压气机转子，减重70%；采用陶瓷基复合材料代替高温合金，制造出口温度均匀、变流量结构火焰简；用钛基复合材料制造燃烧室机匣；采用陶瓷基复合材料或碳/碳复合材料制造叶片盘整体结构的涡轮，减重30%；加力燃烧室筒由碳/碳复合材料制造；尾喷管采用在2200℃无需冷却的加涂层的碳/碳复合材料。目前，我国与世界先进水平仍有相当差距，因此应加快新材料体系的研究开发。
结论
依靠先进的结构设计技术及广泛使用轻质金属复合材料和非金属复合材料等措施，可有效提高发动机推重比，因此，提高发动机推重比是多学科综合努力的结果。
目前，国外先进国家的发动机发展已经进入一个加速的阶段，我国在很多方面都存在差距，为了跟上国际航空技术的发展速度，不至于使差距进一步拉大，我国应该广泛借鉴国外先进经验，重视新技术、新材料的研究和开发，实现我国航空发动机技术的跨越式发展。
The Study on Aero-engine Reducing Weight Techniques
姜旭峰/空军工程大学
彭著良 费逸伟/徐州空军学院
综述了提高航空发动机推重比的减重技术，包括先进的结构设计技术及广泛使用强度高、比重小的金属复合材料和非金属复合材料等措施。
战斗机的性能在相当大的程度上取决于发动机的水平，而推重比是衡量战斗机发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。在20世纪70年代末80年代初，欧美各国积极开展了高推重比发动机的预研工作，先后制定了一系列发展发动机技术的计划，如美国的先进战术战斗机（ATF）发动机计划和高性能涡轮发动机综合技术计划（IHPTET）、欧洲的先进核心军用发动机（ACME）计划等。这些计划各有特点，但总的目标是一致的，即到21世纪初使军用发动机的推重比达到15～20。其中最具有影响的是NASA和美国国防部开展的IHPTET计划，目标是到2005年时使发动机推重比达到20，燃油效率提高一倍，并使飞机总重量下降45%。
目前，美国和西欧四国已经研制出推重比10的第四代涡扇发动机，如美国的F119和西欧的EJ200。与第三代发动机相比，第四代发动机的零件数目减少了40%～60%，零件寿命增加了150%，推重比增加了20%，使军机的机动性、敏捷性、格斗性大大增强。可见，发动机的合理减重具有重要意义。
航空发动机减重技术
1.结构优化设计
对发动机部件进行结构优化设计，合理简化和减重，可有效地提高发动机的推重比。
（1）压气机的结构优化设计
压气机的新结构主要有：空心风扇和压气机叶片、整体叶盘、整体叶环、无盘转子等，其中又以整体叶盘的减重效果最明显。
中国燃气涡轮研究院的范志强等利用MSC/NASTRAN优化软件包对某航空发动机高压压气机第一级整体叶盘进行优化设计，对全盘实施最大等效应力约束、对辐板区域实施屈服应力约束、对轮盘子午面实施平均周向应力约束、对辐板喉部区域实施平均径向应力约束以及对轮毂区域实施低循环疲劳约束，采用近似技术,使设计变量从32个减少到9个。经过15次优化设计循环, 使轮缘部分的重量和轮毂的重量都减少了许多，辐板的厚度有所减薄，取得了较为满意的效果。同时，使叶盘上的应力分布得到了改善，优化设计前，当量应力的分布不是很合理，应力从小（轮缘处）到大（轮毂处）变化不是很均匀，最大当量应力位于轮毂的内缘位置，并且在轮盘与鼓筒的连接处存在一个局部的较高应力区域；优化设计后，最大当量应力的位置还是位于轮毂内缘区域，但在轮盘与鼓筒连接处的局部较高应力区域不存在了，辐板区域的应力有所增加，从轮缘到鼓筒，应力逐渐增大，应力的分布比较均匀。
经过优化设计,在满足所有约束条件下整体叶盘的重量从13.329kg减少到7.243kg, 减重幅度为45.66%。同时,叶盘上的应力分布得到了改善。
（2） 涡轮的结构优化设计
发动机涡轮的结构简化可采用对转涡轮、减少涡轮导向器等设计技术，能够大幅度提高发动机的性能、减少发动机的重量。
美国麻省理工学院试验了两种对转涡轮，一种涡轮进口安装有一排导叶，另一种没有。两种对转涡轮与传统涡轮相比，在相同的级载荷系数下，对转涡轮的效率高于传统涡轮；或者在相同的效率下，对转涡轮的级载荷系数大大高于传统涡轮的级载荷系数，而无导叶的对转涡轮更为突出；NASA刘易斯研究中心设计和验证了一种用于火箭发动机的小型对转涡轮，在无第二级涡轮导向叶片的情况下，效率提高了2%；俄罗斯中央航空发动机研究院的教授也认为，对转涡轮将在未来航空发动机领域取得迅猛发展，他们的研究表明，在小型发动机中，在相同的耗油率下，用两排对转涡轮取代常规单级涡轮，压气机压比提高了5%，涡轮前温度可降低100K，容许发动机进气量减少13%，发动机轴向尺寸缩短23%，燃气发生器叶片数目可减少35%～40%，动力涡轮叶片可减少45%～50%。可见对转涡轮有着常规涡轮无法比拟的优势。
北京航空航天大学动力系也开展了对转涡轮的研究工作，目前已设计并制造了一台高性能的小型超跨声高载荷对转涡轮试验件。
这种对转涡轮具有高载荷、超跨声、低稠度、无导叶、大转折角、小尺寸、大轮毂比和小展弦比的特征，与相同状况下设计的常规涡轮相比优势很明显。首先，大大地减轻了重量。由于采用超跨声、高负荷、低稠度和无导叶等技术措施，使得叶片数目下降30%以上，涡轮盘和机匣等重量下降，使结构更简洁合理，部件寿命更长。其次，大大减少了高温涡轮所需要的冷气用量。由于低稠度和无导叶，来自压气机的冷气用量大幅度下降，可使发动机的推力将提高，耗油率将下降。如果还保持原有的来自压气机的冷气用量不变，则可进一步提高涡轮前温度T4*，从而提高发动机的推重比。再次，缩短了发动机的轴向长度25%，这样除了减轻重量以外，还有利于解决转子振动和临界转速问题等。另外，由于采用对转转子，使飞机在飞行时大大减小或者抵消由于单向旋转的转子作用于飞机上的陀螺力矩，从而提高飞机的机动性和可操纵性。
英国罗-罗公司生产的"飞马"涡扇发动机（应用于"鹞"式飞机）和美国F119发动机（应用于F-22飞机）都采用了对转涡轮，它是提高发动机推重比的有力措施和今后涡轮发展的方向。
总之，近期最有希望通过结构优化设计实现发动机减重的技术是风扇和压气机采用整体叶盘，初步分析表明，它们可使相应部件的重量减少20%～30%，其他还可采用对转涡轮设计，减少涡轮导向器等设计技术，这些设计对提高推重比的效果估算结果见表1。
可以看出，发动机部件结构优化设计对整机的减重贡献是有限的，它可使推重比上升6%～7%，配合减少压气机级数的设计，最大可能使推重比提高10%。
2. 新型结构材料的研究及应用
提高航空发动机的热效率也能提高推重比，其实现办法是提高空气压缩比和涡轮前燃气温度。目前，F119的涡轮前温度已接近1800℃，而根据先进发动机发展的要求，燃烧室温度将达2000～2200℃，由于设计与结构上的原因，可用于冷却的空气很少，这就对发动机热端部件的材料提出了越来越高的要求。目前，各国航空发动机生产商正在研制或应用的先进材料主要包括：耐温更高的高温合金、金属间化合物（钛-铝TiAl和镍-铝NiAl等）、金属基复合材料（MMC）、高温结构陶瓷/陶瓷基复合材料（CMC）和碳-碳复合材料（C/C）。
英国罗-罗公司在上世纪末对21世纪发动机材料可能发生的变化进行了预估（见图1）。传统的铝合金及结构钢在发动机中的用量会进一步减少，高温合金、钛合金等特种金属材料到下世纪初叶也会有所降低，代之而来的将是金属基、陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料。
TiAl、NiAl及难熔金属硅化物等金属间化合物，一方面，由于具有金属键特性，一般有良好的导热性和一定的可加工性与韧性；另一方面，还有一部分共价键且结构比较复杂，滑移系较少，塑性变形比较困难，因而常温塑性、韧性均较低。所以金属间化合物兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能，虽然最高耐温性低于陶瓷，但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料。
当前，常用的金属基复合材料有纤维增强铝合金基、钛合金基复合材料等，它的最主要的优点是具有高的比强度和高的比刚度，至少具有耐538℃温度的潜力，并已有可能达到980℃的高温。其重量小于传统的合金材料部件，主要应用于发动机的中、低温部件。 国外高推比发动机中压气机、燃烧室及涡轮部件，如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已计划采用金属基复合材料。但由于金属基复合材料的制备工艺复杂、成本昂贵、界面稳定性相对较低，以及缺乏应用经验，从现有的文献看，金属基复合材料目前在发动机上的应用还处于试验研究阶段，尤其是转子部件。GE公司用SCS-6/Ti-6-4复合材料制造低压涡轮轴（体积含量35%），并进行了试验。
陶瓷及陶瓷基复合材料具有优异的耐高温、低密度、良好的高温抗氧化、高比强、抗腐蚀和耐磨等特性。与高温合金相比，陶瓷材料的使用温度提高了约400℃，在非冷却情况下工作温度可达1600℃，可减少或取消冷却系统而简化结构，使发动机紧凑；密度仅为高温合金的40%，相同体积的零部件可减轻重量约60%，特别对高速转子可大大减轻离心负荷；节省高温合金中镍、铬和钴等战略金属。因此，未来发动机中的高温部件多数计划采用陶瓷材料。但陶瓷材料致命的弱点是脆性大、可靠性差，在受力情况下，陶瓷材料中的显微缺陷会发展成裂纹，从而导至灾难性破坏。
近30年来，美、英、日、法和前苏联等国都投入大量人力、物力和财力研究陶瓷及其复合材料，想通过高强度纤维、晶体、颗粒或自增韧的办法来改善其韧性，美国在这方面处于世界领先地位。为解决F119采用矢量喷管使重量增加而引起飞机重心移动的问题，普惠公司决定采用轻质复合材料。原计划使用碳/碳复合材料制造喷管鱼鳞片，由于抗氧化问题尚未解决，后改用陶瓷基复合材料，结果大大减轻了重量，减少了冷却空气量和零部件数。
碳/碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的密度不到2.0g/cm3，仅为镍基高温合金的1/4，陶瓷材料的l/2；尤其是这种材料随着温度升高（可达2200℃）其强度不仅不降低，甚至比室温还高，目前，能够在1600～2000℃高温下正常工作的材料只有碳/碳复合材料。但碳/碳复合材料的致命缺陷是抗氧化性能较差。由于航空发动机工作时间长、温度高，而碳材料在400℃以上就会开始氧化，因此，研究用于1600℃以上长时稳定的抗氧化涂层是要解决的最关键问题。
目前，世界上各先进国家都在展开将碳/碳复合材料用于航空发动机的热端部件的试验研究工作。 美国已把这种材料用在F100飞机发动机喷嘴和加力燃烧室成管上；通用电气公司用碳/碳材料制造出JID验证机中低压涡轮的叶片和盘整体部件，运转温度1649℃，比一般涡轮高出555℃，而且不用气冷，已试验成功。
今后，新材料体系的使用直接关系到先进发动机的研制。按照西方的规划，几乎所有的重要零部件均拟采用复合材料，以大幅度减轻重量，提高性能。美国为实现IHPTET计划，提出要采用TiAl基复合材料制造鼓筒式无盘结构压气机转子，减重70%；采用陶瓷基复合材料代替高温合金，制造出口温度均匀、变流量结构火焰简；用钛基复合材料制造燃烧室机匣；采用陶瓷基复合材料或碳/碳复合材料制造叶片盘整体结构的涡轮，减重30%；加力燃烧室筒由碳/碳复合材料制造；尾喷管采用在2200℃无需冷却的加涂层的碳/碳复合材料。目前，我国与世界先进水平仍有相当差距，因此应加快新材料体系的研究开发。
结论
依靠先进的结构设计技术及广泛使用轻质金属复合材料和非金属复合材料等措施，可有效提高发动机推重比，因此，提高发动机推重比是多学科综合努力的结果。
目前，国外先进国家的发动机发展已经进入一个加速的阶段，我国在很多方面都存在差距，为了跟上国际航空技术的发展速度，不至于使差距进一步拉大，我国应该广泛借鉴国外先进经验，重视新技术、新材料的研究和开发，实现我国航空发动机技术的跨越式发展。给大家带点技术文章
The Study on Aero-engine Reducing Weight Techniques
姜旭峰/空军工程大学
彭著良 费逸伟/徐州空军学院
综述了提高航空发动机推重比的减重技术，包括先进的结构设计技术及广泛使用强度高、比重小的金属复合材料和非金属复合材料等措施。
战斗机的性能在相当大的程度上取决于发动机的水平，而推重比是衡量战斗机发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。在20世纪70年代末80年代初，欧美各国积极开展了高推重比发动机的预研工作，先后制定了一系列发展发动机技术的计划，如美国的先进战术战斗机（ATF）发动机计划和高性能涡轮发动机综合技术计划（IHPTET）、欧洲的先进核心军用发动机（ACME）计划等。这些计划各有特点，但总的目标是一致的，即到21世纪初使军用发动机的推重比达到15～20。其中最具有影响的是NASA和美国国防部开展的IHPTET计划，目标是到2005年时使发动机推重比达到20，燃油效率提高一倍，并使飞机总重量下降45%。
目前，美国和西欧四国已经研制出推重比10的第四代涡扇发动机，如美国的F119和西欧的EJ200。与第三代发动机相比，第四代发动机的零件数目减少了40%～60%，零件寿命增加了150%，推重比增加了20%，使军机的机动性、敏捷性、格斗性大大增强。可见，发动机的合理减重具有重要意义。
航空发动机减重技术
1.结构优化设计
对发动机部件进行结构优化设计，合理简化和减重，可有效地提高发动机的推重比。
（1）压气机的结构优化设计
压气机的新结构主要有：空心风扇和压气机叶片、整体叶盘、整体叶环、无盘转子等，其中又以整体叶盘的减重效果最明显。
中国燃气涡轮研究院的范志强等利用MSC/NASTRAN优化软件包对某航空发动机高压压气机第一级整体叶盘进行优化设计，对全盘实施最大等效应力约束、对辐板区域实施屈服应力约束、对轮盘子午面实施平均周向应力约束、对辐板喉部区域实施平均径向应力约束以及对轮毂区域实施低循环疲劳约束，采用近似技术,使设计变量从32个减少到9个。经过15次优化设计循环, 使轮缘部分的重量和轮毂的重量都减少了许多，辐板的厚度有所减薄，取得了较为满意的效果。同时，使叶盘上的应力分布得到了改善，优化设计前，当量应力的分布不是很合理，应力从小（轮缘处）到大（轮毂处）变化不是很均匀，最大当量应力位于轮毂的内缘位置，并且在轮盘与鼓筒的连接处存在一个局部的较高应力区域；优化设计后，最大当量应力的位置还是位于轮毂内缘区域，但在轮盘与鼓筒连接处的局部较高应力区域不存在了，辐板区域的应力有所增加，从轮缘到鼓筒，应力逐渐增大，应力的分布比较均匀。
经过优化设计,在满足所有约束条件下整体叶盘的重量从13.329kg减少到7.243kg, 减重幅度为45.66%。同时,叶盘上的应力分布得到了改善。
（2） 涡轮的结构优化设计
发动机涡轮的结构简化可采用对转涡轮、减少涡轮导向器等设计技术，能够大幅度提高发动机的性能、减少发动机的重量。
美国麻省理工学院试验了两种对转涡轮，一种涡轮进口安装有一排导叶，另一种没有。两种对转涡轮与传统涡轮相比，在相同的级载荷系数下，对转涡轮的效率高于传统涡轮；或者在相同的效率下，对转涡轮的级载荷系数大大高于传统涡轮的级载荷系数，而无导叶的对转涡轮更为突出；NASA刘易斯研究中心设计和验证了一种用于火箭发动机的小型对转涡轮，在无第二级涡轮导向叶片的情况下，效率提高了2%；俄罗斯中央航空发动机研究院的教授也认为，对转涡轮将在未来航空发动机领域取得迅猛发展，他们的研究表明，在小型发动机中，在相同的耗油率下，用两排对转涡轮取代常规单级涡轮，压气机压比提高了5%，涡轮前温度可降低100K，容许发动机进气量减少13%，发动机轴向尺寸缩短23%，燃气发生器叶片数目可减少35%～40%，动力涡轮叶片可减少45%～50%。可见对转涡轮有着常规涡轮无法比拟的优势。
北京航空航天大学动力系也开展了对转涡轮的研究工作，目前已设计并制造了一台高性能的小型超跨声高载荷对转涡轮试验件。
这种对转涡轮具有高载荷、超跨声、低稠度、无导叶、大转折角、小尺寸、大轮毂比和小展弦比的特征，与相同状况下设计的常规涡轮相比优势很明显。首先，大大地减轻了重量。由于采用超跨声、高负荷、低稠度和无导叶等技术措施，使得叶片数目下降30%以上，涡轮盘和机匣等重量下降，使结构更简洁合理，部件寿命更长。其次，大大减少了高温涡轮所需要的冷气用量。由于低稠度和无导叶，来自压气机的冷气用量大幅度下降，可使发动机的推力将提高，耗油率将下降。如果还保持原有的来自压气机的冷气用量不变，则可进一步提高涡轮前温度T4*，从而提高发动机的推重比。再次，缩短了发动机的轴向长度25%，这样除了减轻重量以外，还有利于解决转子振动和临界转速问题等。另外，由于采用对转转子，使飞机在飞行时大大减小或者抵消由于单向旋转的转子作用于飞机上的陀螺力矩，从而提高飞机的机动性和可操纵性。
英国罗-罗公司生产的"飞马"涡扇发动机（应用于"鹞"式飞机）和美国F119发动机（应用于F-22飞机）都采用了对转涡轮，它是提高发动机推重比的有力措施和今后涡轮发展的方向。
总之，近期最有希望通过结构优化设计实现发动机减重的技术是风扇和压气机采用整体叶盘，初步分析表明，它们可使相应部件的重量减少20%～30%，其他还可采用对转涡轮设计，减少涡轮导向器等设计技术，这些设计对提高推重比的效果估算结果见表1。
可以看出，发动机部件结构优化设计对整机的减重贡献是有限的，它可使推重比上升6%～7%，配合减少压气机级数的设计，最大可能使推重比提高10%。
2. 新型结构材料的研究及应用
提高航空发动机的热效率也能提高推重比，其实现办法是提高空气压缩比和涡轮前燃气温度。目前，F119的涡轮前温度已接近1800℃，而根据先进发动机发展的要求，燃烧室温度将达2000～2200℃，由于设计与结构上的原因，可用于冷却的空气很少，这就对发动机热端部件的材料提出了越来越高的要求。目前，各国航空发动机生产商正在研制或应用的先进材料主要包括：耐温更高的高温合金、金属间化合物（钛-铝TiAl和镍-铝NiAl等）、金属基复合材料（MMC）、高温结构陶瓷/陶瓷基复合材料（CMC）和碳-碳复合材料（C/C）。
英国罗-罗公司在上世纪末对21世纪发动机材料可能发生的变化进行了预估（见图1）。传统的铝合金及结构钢在发动机中的用量会进一步减少，高温合金、钛合金等特种金属材料到下世纪初叶也会有所降低，代之而来的将是金属基、陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料。
TiAl、NiAl及难熔金属硅化物等金属间化合物，一方面，由于具有金属键特性，一般有良好的导热性和一定的可加工性与韧性；另一方面，还有一部分共价键且结构比较复杂，滑移系较少，塑性变形比较困难，因而常温塑性、韧性均较低。所以金属间化合物兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能，虽然最高耐温性低于陶瓷，但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料。
当前，常用的金属基复合材料有纤维增强铝合金基、钛合金基复合材料等，它的最主要的优点是具有高的比强度和高的比刚度，至少具有耐538℃温度的潜力，并已有可能达到980℃的高温。其重量小于传统的合金材料部件，主要应用于发动机的中、低温部件。 国外高推比发动机中压气机、燃烧室及涡轮部件，如无盘转子、多孔层板、涡轮盘等已计划采用金属基复合材料。但由于金属基复合材料的制备工艺复杂、成本昂贵、界面稳定性相对较低，以及缺乏应用经验，从现有的文献看，金属基复合材料目前在发动机上的应用还处于试验研究阶段，尤其是转子部件。GE公司用SCS-6/Ti-6-4复合材料制造低压涡轮轴（体积含量35%），并进行了试验。
陶瓷及陶瓷基复合材料具有优异的耐高温、低密度、良好的高温抗氧化、高比强、抗腐蚀和耐磨等特性。与高温合金相比，陶瓷材料的使用温度提高了约400℃，在非冷却情况下工作温度可达1600℃，可减少或取消冷却系统而简化结构，使发动机紧凑；密度仅为高温合金的40%，相同体积的零部件可减轻重量约60%，特别对高速转子可大大减轻离心负荷；节省高温合金中镍、铬和钴等战略金属。因此，未来发动机中的高温部件多数计划采用陶瓷材料。但陶瓷材料致命的弱点是脆性大、可靠性差，在受力情况下，陶瓷材料中的显微缺陷会发展成裂纹，从而导至灾难性破坏。
近30年来，美、英、日、法和前苏联等国都投入大量人力、物力和财力研究陶瓷及其复合材料，想通过高强度纤维、晶体、颗粒或自增韧的办法来改善其韧性，美国在这方面处于世界领先地位。为解决F119采用矢量喷管使重量增加而引起飞机重心移动的问题，普惠公司决定采用轻质复合材料。原计划使用碳/碳复合材料制造喷管鱼鳞片，由于抗氧化问题尚未解决，后改用陶瓷基复合材料，结果大大减轻了重量，减少了冷却空气量和零部件数。
碳/碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的密度不到2.0g/cm3，仅为镍基高温合金的1/4，陶瓷材料的l/2；尤其是这种材料随着温度升高（可达2200℃）其强度不仅不降低，甚至比室温还高，目前，能够在1600～2000℃高温下正常工作的材料只有碳/碳复合材料。但碳/碳复合材料的致命缺陷是抗氧化性能较差。由于航空发动机工作时间长、温度高，而碳材料在400℃以上就会开始氧化，因此，研究用于1600℃以上长时稳定的抗氧化涂层是要解决的最关键问题。
目前，世界上各先进国家都在展开将碳/碳复合材料用于航空发动机的热端部件的试验研究工作。 美国已把这种材料用在F100飞机发动机喷嘴和加力燃烧室成管上；通用电气公司用碳/碳材料制造出JID验证机中低压涡轮的叶片和盘整体部件，运转温度1649℃，比一般涡轮高出555℃，而且不用气冷，已试验成功。
今后，新材料体系的使用直接关系到先进发动机的研制。按照西方的规划，几乎所有的重要零部件均拟采用复合材料，以大幅度减轻重量，提高性能。美国为实现IHPTET计划，提出要采用TiAl基复合材料制造鼓筒式无盘结构压气机转子，减重70%；采用陶瓷基复合材料代替高温合金，制造出口温度均匀、变流量结构火焰简；用钛基复合材料制造燃烧室机匣；采用陶瓷基复合材料或碳/碳复合材料制造叶片盘整体结构的涡轮，减重30%；加力燃烧室筒由碳/碳复合材料制造；尾喷管采用在2200℃无需冷却的加涂层的碳/碳复合材料。目前，我国与世界先进水平仍有相当差距，因此应加快新材料体系的研究开发。
结论
依靠先进的结构设计技术及广泛使用轻质金属复合材料和非金属复合材料等措施，可有效提高发动机推重比，因此，提高发动机推重比是多学科综合努力的结果。
目前，国外先进国家的发动机发展已经进入一个加速的阶段，我国在很多方面都存在差距，为了跟上国际航空技术的发展速度，不至于使差距进一步拉大，我国应该广泛借鉴国外先进经验，重视新技术、新材料的研究和开发，实现我国航空发动机技术的跨越式发展。