傅恒志院士--中国航空发动机材料技术的现状

来源：百度文库编辑：超级军网时间：2024/04/29 13:44:28

傅恒志：1950年西北工学院毕业，1955年<a href="http://www.sogou.com/sogoupedia?query=哈尔滨" target="_blank">哈尔滨</a>工业大学研究生毕业，1962年在前苏联列宁格勒工学院获副博士学位。先后在西北工业大学和哈尔滨工业大学任教，历任副教授、教授、博士生导师。1984～1992年任西北工业大学校长，现为中国航空学会、中国材料研究学会常务理事，西北工业大学学术委员会主任。 　　傅恒志院士是我国著名的材料学家，在航空航天及其加工技术方面有很高的造诣，特别是对航空航天用高温合金结构材料的发展做出了巨大贡献。他主持完成了针对多种型号的研究项目，提出的特种合金及其金属间化合物针对发动机叶片的液态无模电磁成形和超高梯度超细化定向凝固技术属世界首创，为我国航空发动机领域向推比10以上发动机的发展提供了科学的材料和工艺基础。 　　他是国内唯一的凝固技术国家重点实验室创建人之一。 　　傅恒志院士长期从事铸造高温合金、定向和单晶凝固理论和技术方面的教学与研究工作。获得包括定向凝固超细柱晶组织及其形成机制、超高梯度定向凝固理论和技术在内的多项国家发明奖、国家科技进步奖和省部级科技进步奖。著有《高温合金及其熔炼技术》、《航空航天材料》等专著5部，发表论文450余篇。(文章来源：2005年第4期·航空制造技术) 　　访谈内容： 　　M：请您谈一下我国制造业现状以及与世界发达国家的差距。 　　傅恒志院士：“制造”可给以很广泛的含义，也可给以限定，如机械制造，电机制造，制备材料等，从加工成形到成品，甚至以后的装配，都是制造。制造的重要性不言而喻，在经济、社会的发展中举足轻重，农业、交通、能源、医疗卫生、航空航天以至文化、艺术、服务、金融等领域都离不开制造业。上世纪六、七十年代日本经济的高速发展，起核心作用的就是制造业。当前中国的发展靠的也是制造业，制造业发展了，各行各业都发展了。我国的制造业发展很快，有“世界制造中心”之说。但真正作为世界制造中心，还有不少差距，中国工程院院长徐匡迪院士概括了几点，我认为很好：(1)在产业上，我们有规模，但缺乏实用。(2)在产品上，我们有数量，但缺乏水平。(3)在生产上，我们有速度，但缺乏效益。(4)在技术上，我们有引进、仿制，但缺乏原创。 　　M：先进制造技术的特点及航空制造技术与先进制造技术的关系。 　　傅恒志院士：先进制造技术与传统制造技术相比有自己的特点：(1)制备加工的产品高性能、高质量。(2)充分利用资源、能源、环境，可持续发展。(3)充分利用多种能量形式(包括热能、机械能，电磁能、微波、化学、生物能等)及充分利用超常条件(超塑、超微、超高压、空间、急冷等)。(4)利用物质材料更深层次的组织结构，从过去主要考虑形状、精度、表面粗糙度等，到现在要求微观组织，以至于纳米结构，即从原子水平上来制造。(5)更深更多地依赖理论指导和科学技术发展。 　　航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，属于先进制造技术。航空制造同一般制造相比，共性是主要的，但也有自己的特点：(1)特殊的要求——强调产品的高性能、高质量。比如，飞机的减重都是以克来计算的，航空产品很重视比强度，即单位重量的强度。现在采用C—C材料、高分子、聚合物材料，比强度比钢高得多。(2)制造工艺的新概念、新技术。对航空制造而言，最大的问题还是技术，只有技术才是产品高性能、高质量的根本。从热加工来看，很多发动机采用单晶空心叶片，从多晶变成单晶，性能提高了好多倍。目前美国爱立森公司做空心叶片(空心叶片可以耐更高温度)，壁做得非常薄，有许多气冷通道，可把使用温度提高七、八百度。这种技术就是高新技术。 　　M：请谈谈飞机发动机新材料的使用以及新材料加工技术应用现状和发展趋势。 　　傅恒志院士：飞机发动机叶片的新材料已经发展为第4代单晶。开始时用多晶的镍基高温合金，后来制成了定向晶界的多晶叶片，结晶方向与受力方向一致，性能提高很多。目前制作成了无晶界定向单晶，性能更提高了，制作难度也更大了。 　　第4代发动机涡轮盘为双性能盘，这种盘外边是细结晶组织，抗疲劳性能好，里边是粗结晶组织，抗蠕变性能好。 　　对于航空发动机叶片，现在国内外开始研究钦铝化合物的定向单晶，我们也正在研究。据美国NASA估计，到2020年整个发动机材料总量的20%～25%将是钛铝合金。 　　对于新材料加工技术，我举两个例子。第一，现在新发动机都采用粉末涡轮盘。这种工艺就是采用高纯激冷粉末制成涡轮盘，组织非常均匀，性能非常好。第二，现在飞机上很多大零件，特别是钛零件，非常难做，也是把它制成粉末，用高能量的激光照射，用CAD控制方法制成的。 　　最后，我想提一点，我国的航空制造业同欧美等先进国家是有差距的，要振兴我国的航空制造业一是要加强创新意识，二是要重视基础研究。傅恒志：1950年西北工学院毕业，1955年<a href="http://www.sogou.com/sogoupedia?query=哈尔滨" target="_blank">哈尔滨</a>工业大学研究生毕业，1962年在前苏联列宁格勒工学院获副博士学位。先后在西北工业大学和哈尔滨工业大学任教，历任副教授、教授、博士生导师。1984～1992年任西北工业大学校长，现为中国航空学会、中国材料研究学会常务理事，西北工业大学学术委员会主任。 　　傅恒志院士是我国著名的材料学家，在航空航天及其加工技术方面有很高的造诣，特别是对航空航天用高温合金结构材料的发展做出了巨大贡献。他主持完成了针对多种型号的研究项目，提出的特种合金及其金属间化合物针对发动机叶片的液态无模电磁成形和超高梯度超细化定向凝固技术属世界首创，为我国航空发动机领域向推比10以上发动机的发展提供了科学的材料和工艺基础。 　　他是国内唯一的凝固技术国家重点实验室创建人之一。 　　傅恒志院士长期从事铸造高温合金、定向和单晶凝固理论和技术方面的教学与研究工作。获得包括定向凝固超细柱晶组织及其形成机制、超高梯度定向凝固理论和技术在内的多项国家发明奖、国家科技进步奖和省部级科技进步奖。著有《高温合金及其熔炼技术》、《航空航天材料》等专著5部，发表论文450余篇。(文章来源：2005年第4期·航空制造技术) 　　访谈内容： 　　M：请您谈一下我国制造业现状以及与世界发达国家的差距。 　　傅恒志院士：“制造”可给以很广泛的含义，也可给以限定，如机械制造，电机制造，制备材料等，从加工成形到成品，甚至以后的装配，都是制造。制造的重要性不言而喻，在经济、社会的发展中举足轻重，农业、交通、能源、医疗卫生、航空航天以至文化、艺术、服务、金融等领域都离不开制造业。上世纪六、七十年代日本经济的高速发展，起核心作用的就是制造业。当前中国的发展靠的也是制造业，制造业发展了，各行各业都发展了。我国的制造业发展很快，有“世界制造中心”之说。但真正作为世界制造中心，还有不少差距，中国工程院院长徐匡迪院士概括了几点，我认为很好：(1)在产业上，我们有规模，但缺乏实用。(2)在产品上，我们有数量，但缺乏水平。(3)在生产上，我们有速度，但缺乏效益。(4)在技术上，我们有引进、仿制，但缺乏原创。 　　M：先进制造技术的特点及航空制造技术与先进制造技术的关系。 　　傅恒志院士：先进制造技术与传统制造技术相比有自己的特点：(1)制备加工的产品高性能、高质量。(2)充分利用资源、能源、环境，可持续发展。(3)充分利用多种能量形式(包括热能、机械能，电磁能、微波、化学、生物能等)及充分利用超常条件(超塑、超微、超高压、空间、急冷等)。(4)利用物质材料更深层次的组织结构，从过去主要考虑形状、精度、表面粗糙度等，到现在要求微观组织，以至于纳米结构，即从原子水平上来制造。(5)更深更多地依赖理论指导和科学技术发展。 　　航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，属于先进制造技术。航空制造同一般制造相比，共性是主要的，但也有自己的特点：(1)特殊的要求——强调产品的高性能、高质量。比如，飞机的减重都是以克来计算的，航空产品很重视比强度，即单位重量的强度。现在采用C—C材料、高分子、聚合物材料，比强度比钢高得多。(2)制造工艺的新概念、新技术。对航空制造而言，最大的问题还是技术，只有技术才是产品高性能、高质量的根本。从热加工来看，很多发动机采用单晶空心叶片，从多晶变成单晶，性能提高了好多倍。目前美国爱立森公司做空心叶片(空心叶片可以耐更高温度)，壁做得非常薄，有许多气冷通道，可把使用温度提高七、八百度。这种技术就是高新技术。 　　M：请谈谈飞机发动机新材料的使用以及新材料加工技术应用现状和发展趋势。 　　傅恒志院士：飞机发动机叶片的新材料已经发展为第4代单晶。开始时用多晶的镍基高温合金，后来制成了定向晶界的多晶叶片，结晶方向与受力方向一致，性能提高很多。目前制作成了无晶界定向单晶，性能更提高了，制作难度也更大了。 　　第4代发动机涡轮盘为双性能盘，这种盘外边是细结晶组织，抗疲劳性能好，里边是粗结晶组织，抗蠕变性能好。 　　对于航空发动机叶片，现在国内外开始研究钦铝化合物的定向单晶，我们也正在研究。据美国NASA估计，到2020年整个发动机材料总量的20%～25%将是钛铝合金。 　　对于新材料加工技术，我举两个例子。第一，现在新发动机都采用粉末涡轮盘。这种工艺就是采用高纯激冷粉末制成涡轮盘，组织非常均匀，性能非常好。第二，现在飞机上很多大零件，特别是钛零件，非常难做，也是把它制成粉末，用高能量的激光照射，用CAD控制方法制成的。 　　最后，我想提一点，我国的航空制造业同欧美等先进国家是有差距的，要振兴我国的航空制造业一是要加强创新意识，二是要重视基础研究。

我们的航空发动机的技术还是有很大差距的[em05][em05]

材料方面比较弱, 航材院努力呀!

航空材料与制造发展纵横谈 　　莱特兄弟100年前用一些天然材料及工艺创造出第一架飞机。飞机的骨架用的是木材，蒙皮用的是浸树脂的棉布。棉布提供强度和刚性，树脂对棉布纤维起支持作用。 　　此后，这种简单的木材帆布结构维持了多年。到了上个世纪30年代末期，由于战略材料的短缺（主要是铝材），出现了以木质复合板制造机身及蒙皮的飞机，即著名的"蚊式"飞机。该机有"木材奇迹"之称，首次试飞时使英国战时内阁成员惊奇不已。据称其性能胜过当时所有的战斗机。 　　今天，一些30～40年代的老飞机仍保留着上有涂料的棉布，DC-3就是一个典型的例子，该机的平尾采用了树脂浸渍的棉布。 　　应用最广的"飞行"金属 　　木材与帆布的缺点是显而易见的。1910～1925年间，飞机上用的木材骨架逐渐被钢管代替，采用铝铜合金蒙皮制造的单翼机1912年在德国升空。显然，钢太重，而铝铜合金的强度不足。用铝锌合金强度高，但抗腐蚀性差也被排斥在外。 　　经过深入研究，人们相继开发出一系列强度高、韧性好、抗蚀性优异的合金，这些合金的杂质含量低到10-4，纯度有"纯"、"高纯"、"甚高纯"三个层次。俄罗斯的B95是典型的代表，欧、美的7050、7150、7475、7655等也属同类合金。目前广泛应用于各种飞机。 　　密度低而强度高的铝锂合金一直是重点的开发对象，但铝与锂的熔点及密度相差4倍以上，为熔炼及加工带来很大困难。目前已开发出三代铝锂合金，分别在米格型飞机、"阵风"和EF2000等飞机上应用。俄罗斯首创的加钪细化来提高铝锂合金的方法得到了各方的公认。它可使飞机减重5%～10％，疲劳性能与钛相当，而成本只是钛的1/4。 　　近年来，欧美用非晶铝的方法来提高铝合金的强度又重新受到关注。研究表明，非晶铝有可能在200～300℃工作，其潜在用途在于可代替钛合金及高温有机复合材料，如可用做F/A-22后机身上壁板、蒙皮、垂尾等。在F119上用做风扇匣、静子叶片等。 　　应用最广的"飞行"金属--铝合金，在21世纪仍将继续占有重要位置。它在民机上的结构重量比仍可达到60％左右。进一步的发展途径在于合金、工艺上的创新，例如新出现的C80A合金，不仅改进了A380的后机翼大梁的强度，而且降低了重量。近年开发的搅动摩擦焊及激光焊将用在一些飞机结构上（比铆接减重60％）。欧洲坚持发展M2的超音速运输机也正是看好铝合金的独特优势。 　　冲破热障 　　上世纪50年代，钛合金开始广泛应用于发动机，曾出现"全钛压气机"，且至今仍是发动机压气机的主打材料。能在600℃工作的钛合金是各国争先研制的目标。冲破"热障"为钛合金提供了在飞机上发挥作用的机遇。不过这种合金的工艺性能不好、难加工，焊后需热处理，因此这类合金品种虽然很多，但实际应用受限。尽管如此，钛合金仍广泛用于飞机强度要求高的部位。它在F/A－22上的结构重量百分比已攀升到41％，是第4代战斗机中用得最多的材料。其今后的发展方向将主要围绕合金的精密铸造、电子束焊以及超塑成形、扩散连接等新工艺，目标是降低制造成本。 　　今后，新型钛合金的开发将向其金属间化合物型合金延伸，主要是以钛铝及钛铝铌合金为重点，其潜在工作温度可达到900℃，不过目前技术仍不成熟，障碍是室温塑性不好、难加工。 　　 "超级"合金 　　早期的涡轮发动机中，主打材料是所谓耐热钢。英国人在1940年开发的尼木镍系合金开创了现代高温合金的新纪元。真空熔炼、定向凝固以及单晶铸造的引入使发动机涡轮进口温度从1940年的700℃增加到2000年的1650℃，发动机的寿命也由25小时上升到10000小时。 　　下一步，涡轮进口温度将从1650℃增加到1715℃，2020年以后可能上升到1977℃。为实现这些苛刻的要求，还要依靠材料、工艺与冷却技术的完美结合。 　　在材料方面将继续开发新的三、四代单晶合金，美国NASA开发的第4代单晶合金工作温度比第3代高出27～42℃。俄罗斯正在开发的ЖС－55也属于第4代单晶，在1100℃、100小时条件下强度高达180～190兆帕。NASA还打算将工作温度比4代再提高56℃，这已十分接近合金的熔点了。镍铝型合金也是发展方向之一。 　　在热障涂层方面，NASA要求其隔热效果比现有的增加167℃，解决方案仍是改进现有涂层的合金化及开发新涂层，以降低导热系数。目前的难点是多元氧化物组份，它们彼此的蒸气压力相差大，用现有电子束物理气相沉积法难以胜任。等离子辅助的气相沉积或定向电子束沉积工艺是很有希望的替代方法，再往后则可能采用纳米涂层。 　　在冷却技术方面，按计算流体动力学原理制造冷却通道的效果明显。这也是目前F119发动机气冷叶片成功的诀窍之一。 　　 "黑色革命" 　　先进复合材料是上个世纪后半期出现的重要发明之一，其作用可与晶体管、芯片和激光等技术创新相媲美。先进复合材料是相对于早期的玻璃钢而言的，是在性能上接近或优于铝合金的树脂基复合材料。它的出现开辟了航空材料由天然材料、合成材料转向人工设计工程材料的新时代。特别是碳纤维研制成功后，树脂基复合材料的应用迅速扩大，广泛用于各种飞行器，素有"黑色革命"之称（因碳纤维是黑色物质）。 　　二十世纪70年代的B－2轰炸机，其机身的大部分和机翼的绝大部分均采用碳纤维增强的复合材料。按结构重量百分比计，AV－8B的复合材料用量达到26％；F/A-22也维持在25％；而EF－2000猛升到43％。RAH-66直升机则更上一层楼达到54％。长期被铝合金独占的大型民机上也从波音707的2％，攀升到波音777的10％，空中客车系列更胜一筹，已达到15％。 　　在蓬勃发展的各种类型无人机上，碳纤维材料潜在的用途更不可低估。据悉，X-45A已达到45％，X-45B有可能增到90％，至于微型无人机则基本是复合材料制成的。 　　树脂基复合材料的发展发人深省。当B-2是一新概念飞机时，复合材料的技术还不成熟，其应用使单机成本高达22亿美元，波音777的尾翼85％用了复合材料，工厂为此投资1.57亿美元，历时15年才成功，代价之大，引发种种争议。 　　有鉴于此，从上个世纪90年代以来，欧美出台不少低成本的复合材料计划，著名的有NASA的先进复合材料计划，洛克希德、波音等公司的复合材料可承受性计划（CAI），在欧洲的低机身重量计划（TANGO）中，涉及单位40余个，目标是验证低成本复合材料机身的可行性。 　　在复合材料构件成本中，制造工艺约占80％以上。制造方法也是专利信息透露最少的部分，这一方面因为制造场所常受到国际经济安全条例的限制，另一方面也是专利保护的需要。降低成本的途径主要是采用自动化工艺，如自动铺带、自动铺放，同时采用高效的树脂转移成形、树脂膜熔浸成形、隔膜成形等新工艺。此外，人们还追求将自动化制造、生产线上的无损检验以及智能监控固化相结合。 　　热压罐外的低温固化、电子束固化，应用将扩大范围，特别是低温固化成形对今后无人机的发展至关重要。 　　金属基复合材料的困境 　　与树脂复合材料的发展相比，金属基复合材料的进展要缓慢得多。在铝基复合材料方面，纤维增强型的优势不明显，重点已转移到颗粒增强型（DRA）上。 　　钛基复合材料是推重比10以上发动机的重要候选材料，特别是纤维增强型适用于整体叶盘和叶环之类构件。目前存在的问题是制造工艺复杂、难度大，成本居高不下（每千克的价值约2000美元），难以实现工程化。目前只在F119及F110等发动机上风险小的零件上应用。整个工程化过程比设计慢许多。出路是怎样走出"成本高、用不起；用不起、成本高"的怪圈。问题的解决可能也非一家公司，甚至一个国家所能胜任。 　　新兴的陶瓷 　　陶瓷及其复合材料一直是航空材料研究的重点，用精细陶瓷和碳及氮化硅制造的发动机部件可在1371℃非冷却条件下工作，性能甚至优于高温合金，但脆性问题仍未解决。近来无人机热的兴起为这种材料的应用带来机遇。美国普惠公司计划将氮化硅用做不加冷却的整体涡轮，用做无人机的动力装置。 　　 1370℃的陶瓷基复合材料已在一些发动机的中等载荷零件上进行试验。主要是碳化硅/碳化硅型的复合材料，难点仍是防氧化问题。美国NASA计划采用外层为硅酸铝钡锶（BSAS），内层为莫莱石的防护层。NASA近期计划开发用于1482℃、远期开发1650℃的陶瓷基复合材料，对象仍是燃烧室及转子叶片。对于远期目标，防护层要有316℃的隔热效果。为了实现远期目标，增强纤维有可能采用二硼化锆或二硼化铝，碳化硅基体有可能采用纳米管型材料。 　　氧化铝纤维增强的氧化铝基复合材料的氧化问题可得到解决，其缺点是高温强度低，近期要求其拉伸强度达到400兆帕，蠕变寿命2000小时。 　　多彩的隐身材料 　　根据飞机零部件部位的不同，隐身材料及结构可使雷达反射面(RCS)降低，幅度在10％到90％的范围内不等。从德国人发明吸波涂层以来，已研制出上千种牌号，甚至一些航空不发达的国家也能制造。涂层一般有10个分贝的隐身效果，可用于天线、进气道、发动机及尾翼的隐身。 　　近年，传统羰基铁型吸波涂层经过提升，隐身性能有大的改进。如F117上部分改用这种涂层，由于改进了碳的分子结构，在吸波的同时，增加了热容，可将3～5微米和8～12微米波段的红外辐射抑制60%～70%。F－22也采用了雷达红外兼容的隐身涂料。 　　由于隐身涂料带来的飞机增重、维修上的困难，隐身涂料已逐渐让位于蜂窝型及夹层型隐身结构。 　　这种被动隐身系统仍有改进的余地，如有些在实验室十分有效的隐身材料工艺，很难在工厂采用。例如雷达罩既要求透过自身的机载雷达波又要能对付敌方的雷达波就是一例，虽有先进的吸波夹层结构，但厚度很小而性脆，很难承受复杂构件的应力。 　　以往把隐身的重点放在外形设计及材料的选择上，但使用经验表明，制造技术对飞机的隐身有十分重要作用。过去，飞机设计制造重点是从里向外，目前的趋向是从外向内。首先要保证机体外表加工精度，采用精密的数控加工、精密的热表处理，尽量采用整体结构的制造工艺。 　　随着雷达隐身效果的改善，视觉隐身或光学隐身的重要性凸现出来，各种色度的主动隐身材料成为研究的热点。如电致色度、压电色度和热致色度材料等。这些材料能随环境改变其颜色，有"变色龙"之称，目前在研制中的有二氧化钒、三氧化钨和一些有机物质。 　　智能材料的进展 　　智能结构从上个世纪80年代以来一直是美国有关部门的重点研究项目，除了在降噪（例如风扇叶片、座舱）上已获得成功外，要实现结构的工程化似乎很难。有评论说，该结构的进展被估计过高。智能结构涉及信息传感、信息处理以及结构驱动、材料等诸多难题。就材料而言，有许多问题尚待解决。 　　形状记忆合金的发展存在不少困难0，以往的合金制成驱动器反应速度太慢，难以适应快速变化的要求。最近，美加州大学材料实验室实现了用形状记忆合金薄膜制微型驱动器的突破，驱动器直径1微米，循环速度为100赫兹，秘诀是在用阴极溅射制造中，通过变化靶的温度来生产钛含量沿厚度呈现梯度变化的镍钛合金薄膜，使材料从准张性变成有形状记忆效应。 　　新一代材料革命 　　纳米材料是指作为基本单元的颗粒或晶粒尺寸至少在一维尺度上小于100纳米且具有与常规材料截然不同的光、电、热、化学及力学性能一类的材料体系。它包括零维（颗粒）、一维（纤维）和晶体（三维）的材料。 　　纳米材料是本世纪的前沿技术之一，它的发展将引发航空结构材料及功能材料的革命，对航空技术带来深刻影响。 　　纳米金属在航空的潜在应用很广，这是因为它比非纳米金属有更高的拉伸强度、疲劳性能和塑性。特别是像前面提到的钛铝及镍铝金属间化合物型合金，大多强度高但塑性差，限制了它的应用。通过纳米技术的采用可显著提高塑性，如钛铝化合物的室温塑性可达到5％以上。目前纳米金属及合金的主要问题是在高温下的不稳定性，它限制了合金在高温下的连接，只能采用固态连接。在固态连接中，搅动摩擦焊可望解决这一问题，并已开始在军用飞机上采用。日本人开发的纳米钢强度高、塑性好，延伸率超过30％，有很好的成形性能。 　　树脂基纳米复合材料更是当前的研制的热点。据计算，用平均直径1.2纳米的单层碳纳米管增强的聚合物（SWNTFRP）的弹性模量可达1200吉帕，高出现有的100倍，而目前结构设计用碳纤维增强复合材料韧性低，只限用6吉帕的水平。美国NASA对可重复使用的空天飞机的研究表明，以铝合金的重量为100％计算，用普通的碳纤维增强复合材料可减重55％，碳纳米管增强复合材料则可减重82％。 　　除碳纳米管外，硅酸盐插层是目前正在广泛开展研究的一种树脂基复合材料。按体积计，加入1%～5％的硅酸盐插层就有明显效果。它不仅可以提高材料的力学性能，而且具有附加的导电、导热、阻燃等性能等，这是一般纤维所无法做到的。 　　如果说纳米结构材料尚处在早期研究阶段，纳米功能材料的进展更快一些，离工程化也更近一些。主要有各种功能涂料、电气材料、隐身材料、推进剂、润滑剂等。 　　美国空军研究机构利用直径50～150纳米碳纳米管在聚合物中制成的导电材料，其电导率为10６西门子/厘米～102西门子/厘米，对聚合物的力学性能或加工性无大影响，有可能用于航空、航天等工业化生产。 　　纳米隐身材料具有频带宽、厚度小、强度高的特点，有"超黑色"吸波材料之称的纳米粉体吸波材料，其吸收率可达99％。法国研究成功的多层膜吸波材料具有很高的磁导率，在50兆赫到50吉赫都有良好的吸波性能。 　　航天飞机每发射一次约需225吨10微米尺寸的铝粉推进剂，如采用纳米铝粉，可减少推进剂数量且使发动机效率更高，因纳米铝粉的表面积每克有50平方米，是优质的推进剂。 　　纳米涂料还广泛用雷达罩的防蚀，在有机聚合物中引入纳米结构的POSS化合物可用做富氧环境下的防护层。而POSS还是一种高温性能的颗粒，可用做316℃高温润滑剂，在喷气发动机中的应用前景十分看好。其它还有纳旦（纤度单位，定长9000米重1克）超轻材料，是一种很好的驾驶员抗荷服材料。纳米Al2O7与纳米Y2O3交替层合的热障涂层可将工作温度提高到268℃。 　　数字化制造 　　百年来飞机制造方式发生了革命性的变化，由早期的作坊式生产转变成当代的异地数字化设计制造。高速计算机、机器人、人工智能、机器视觉的采用是这种制造革命的基础和标志。 　　目前先进国家的航空工业正在发展计算机集成制造，CAD、CAM和CAE是它的3个组成部分。 　　 CAD代替了传统的绘图板，一个元件，甚至整架飞机的设计可在计算机屏上完成，并可在计算机上进行预装配，从而提前解决协调问题，取消了原来的样机制造，波音777是首架采用100％数字化设计的飞机。 　　 CAM系统则根据计算机设计指令进行实际零件制造。CAE则可进行各种工程分析和计算。 　　近年网络技术的普及和完善使数字化设计制造可在异地协同进行，从而可进行厂内外、国内外的大协作，进一步缩短研制周期，降低成本，增强市场的竞争能力。 　　无人机材料进展迅速 　　国外目前在制、在研的无人机以复合材料和传统铝合金的混合结构为主。如"捕食者""全球鹰"以及X-45A等均是如此。其中"全球鹰"的机翼和尾翼由石墨/环氧复合材料制造，而机身仍采用传统铝合金，复合材料占结构重量的65%。 　　现代无人机要求飞行更高、更远、更长时间，因其载荷先进而昂贵，因此要求其结构的可靠性越来越接近有人驾驶飞机。低温成形（LTM）预浸带技术是一种好的选择，在获得最佳力学性能的同时还能保持低的工装及制造成本。泡沫芯子结构可提供结构完整性以及主载荷传递作用。它们将会应用在无人机的制造上。

我国航空材料的现状、问题与发展思路 北京航空材料研究院　　钟培道 　　 　　材料不仅是制造航空产品的物质基础，同时也是使航空产品达到人们所期望的技术性能、使用寿命与可靠性的技术基础。航空技术的进步与发展对航空材料起着积极的"牵引"作用；与此同时，材料科学与工程发展，新型材料的出现，制造工艺与理化测试技术的进步，又为航空新产品的设计与制造提供重要的物质与技术，从而对航空产业的发展起着有效的"推动"作用。例如，承载与隐形一体化材料的出现，既是隐形飞机设计构思提出的需求，同时也使隐形飞机从设想变为现实；优质单晶高温合金的出现，使发动机涡轮前温度得以大大提高，推动着高推重比航空发动机的进步。 　　一、航空材料的特点 　　由于航空产品具备高科技密集、系统庞大复杂、使用条件恶劣多变，要求长寿命、高可靠性和品种多、批量小等特点，从而使航空材料也相应地具有一系列特点： 　　（１）种类、品种、规格多。航空材料按用途分有结构材料、功能材料及工艺与辅助材料三大类：按化学成分分有金属材料、有机高分子材料、无机非金属材料以及各种复合材料。各类材料又涉及众多的牌号、品种与规格。 　　（２）高的比强度（σｂ　/ρ）和高的比刚度（Ｅ/ρ）是航空结构材料的重要特点。减轻结构重量既可增加飞机、直升机的运载能力，提高机动性，加大航程，又可减少燃油消耗。因此，高强度铝合金、钛合金以及先进复合材料在航空上得到广泛的应用。 　　（3）高温合金是航空材料极其重要的组成部分。燃气涡轮（包括涡轮喷气、涡轮风扇、涡轮螺旋桨、涡轮轴）发动机是现代飞机、直升机的主要动力装置，而各类高温合金则是制造现代航空燃气涡轮发动机的关键材料。随着发动机推重比（或功重比）的提高，涡轮前温度也随之升高，对材料的耐温要求也愈来愈高。 　　（4）质量要求高。由于飞机、直升机是一种载人反复运行的产品，在规定的使用寿命期内，对使用可靠性、安全性有着极其严格的要求。为此对航空材料要进行严格的质量控制。 　　（5）抗疲劳性能是航空材料的另一个突出特点。大量的事实说明，在飞机、发动机所发生的失效事件中，约80%以上是各种形式的疲劳损伤所引起。航空材料的抗疲劳性能是关系到航空产品使用可靠性和使用寿命的一项非常重要的性能指标。 　　（6）成本高、价格贵。由于航空产品品种多样而批量小，相应地航空材料的牌号品种也多，批量也小，难以形成规模化生产，同时质量要求又高，从而导致材料的成本高，价格贵。材料费用在航空产品成本中占有很大比重。如何降低其价格是航空材料发展的一个重要努力方向。 　　二、我国航空材料的现状 　　中国航空产业经历了从修理、引进、仿制到改进、改型和自行设计研制的发展历程。用以制造航空产品的材料也经历了引进、仿制、改进、改型和自行研制的发展历程。到目前为止，我国已定型生产的航空用金属、有机高分子材料、无机非金属材料以及复合材料的牌号约2000余个；已建成具有一定规模的航空材料研究与生产基地，拥有生产航空产品所需各类材料牌号、品种与规格的生产设备及检测仪器；先后制订了1000余份各类航空材料、热工艺及理化检测标准（包括国标、国军标与航空标准）；编写出版了《中国航空材料手册》、《发动机结构设计用材料性能数据手册》及《航空材料选用目录》等；颁布了"航空工业材料及热工艺技术工作规定"、"航空材料（含锻、铸件）技术管理办法"等法规性文件。从总体上看，我国目前已定型生产的航空材料（含类别、牌号、品种与规格）及其相应的标准与规范，基本上能满足第二代航空产品批生产的需求。针对第三代航空产品所需关键材料，如热强钛合金、高强铝合金、超高强度结构钢不锈钢、树脂基复合材料、单晶与粉末高温合金等，从技术上看，已具备试用条件，但要转化为在特定工况下使用的零部件，并体现出第三代航空产品的总体效能（技术与战术性能、使用可靠性与寿命以及经济效益等）尚需做大量的工作。 　　三、我国航空材料的差距 　　我国航空材料的现状与新一代航空产品（飞机以F-22为代表，发动机以推比10为代表）对材料的需求之间尚存在较大的差距，主要有如下三方面： 　　（1）前沿材料研究滞后，新材料储备小，第三代、第四代航空产品所需的一些关键材料，如快速凝固材料、高强轻质结构材料、热强钛合金、超高强度钢、金属间化合物及以其为基的复合材料、树脂基复合材料等的研究滞后，与国外先进新材料研制水平的差距约为15～20年； 　　（2）新材料研制、生产和应用研究的基础条件较差，如超纯熔炼、高温整体扩散连接、喷射成型、等温锻造、电子束沉积涂层、纳米材料制备、超高温检测、超声显微镜、激光无损检测等先进的合成与加工设备、质量检测与控制手段等不能满足新材料研制、生产与应用的需要； 　　（３）一些常用结构材料的质量不稳定，性能数据分散，表面质量差，尺寸精度低，有些品种规格不能正常供货，满足不了生产使用要求。 　　四、我国航空材料存在的问题 　　当前我国航空材料存在的问题，主要有如下几方面： 　　1. 材料牌号多、乱且重复 　　各类材料均没有形成具有不同性能水平档次的牌号序列。我国先后从原苏联、英国、法国、美国及俄罗斯等引进过航空产品，每引进一个航空产品均要仿制一大批相关国家的材料与标准，致使多国材料云集我国，造成了"四多四少"的严重局面。即：低水平材料多，高水平材料少；仿制国外材料多，国内新研材料少；用途单一材料多，一材多用材料少；研制材料成果多，工程化应用材料少。 　　我国现有各类航空材料牌号约2000余个，居世界之首。如研制和生产的高温合金牌号有近100个，几乎是世界航空用高温合金牌号之总和。仅涡轮盘用高温合金先后共研制13个牌号，其中仿苏4个，仿美、英、法6个，自行研制3个。处在同一性能水平有7个，真正适应并具有不同性能水平档次的只有4个牌号。根据《航空材料选用目录》所载，在我国各类航空产品上所用的结构钢共有131个牌号，不锈钢有81个牌号。编入《航空材料手册》的结构钢只有47个牌号、不锈钢36个牌号。纳入国军标的结构钢与不锈钢分别仅有38个和32个。大部分钢号是在近10多年引进国外航空产品过程中仿制的，有的仅在1～2个产品上制作1～2个零件，用途单一，用量极少，目前大部分是按企业标准或型号标准进行试生产。 　　在所仿制的国外材料中，存在严重的重复仿制现象。如主要用做齿轮的渗碳钢，重复仿制了七个钢号；主要用做轴类零件的结构钢，重复仿制了五个钢号；主要用作压气机叶片与盘的马氏体不锈钢，重复仿制了六个。典型的例子有：仿英国的16Ni4CrMoA和仿法国的16Ni3CrMoA两个渗碳钢；仿美国的0Cr15Ni5Cu4Nb和仿俄国的0Cr15Ni5Cu2Ti两个沉淀硬化不锈钢；仿英国的1Cr12Ni3MoV和仿法国的1Cr12Ni3Mo2V两个马氏体型不锈钢等。上述钢种二者之间的成分和性能几乎完全相同，只是由于引进的机种来自不同的国家，国内各厂所之间缺少必要的沟通和分析研究，花费了大量的财力与人力，分别进行了引进仿制而造成重复。 　　2.没有形成相互联系与协调配套的适合我国国情的材料、工艺及理化检测标准系列 　　在仿制各国材料的同时，相应地引进了各个国家的标准。由于各国的标准体系、格式、内容及要求各不相同，因此在国内形成了多国标准并存，互不兼容，难以贯彻的复杂局面。 　　由于材料的重复引进造成多国材料云集，不仅无法建立起中国自己的材料牌号系列，也不可能建立起相互联系与协调配套的材料、工艺及理化检测等标准系列。 　　3. 材料性能数据"少、缺、散"现象严重 　　大多数材料只有表征其性质与特征的基本性能数据，少数仿制材料甚至只有技术标准中规定的五大力学性能（σｂ、σ０．２、δ、φ、αｋ）数据；某些用作关键件重要件的材料，缺少按损伤容限设计的性能数据和按可靠性概率设计所需的统计性能数据，如Ａ基值、Ｂ基值及－３σ值等。零部件在使用环境温度、介质及应力综合作用下的使用性能数据更是缺少。由于受国内材料生产工艺技术水平、设备能力以及材料生产批量等的限制，材料冶金质量的稳定性、均匀性及一致性较差，导致材料性能数据分散，离散系数大。此外，在航空产品定寿、延寿及结构完整性研究过程中，所测定的材料性能数据目前大部分分散保存在各个厂、所，没有汇总集中和建立起统一的航空材料性能数据库，使国家花费巨额资金测试所得的材料性能数据处于分散状态，无法做到资源共享。 　　4. 材料的实物质量低 　　当前国内生产的航空材料，从总体上看，其标准质量（指技术标准规定的质量指标）基本上达到或接近国际水平，但材料的实物质量却普遍低于国际水平。主要表现在不同炉批的材料，其成分与性能虽然符合标准规定，但波动范围大，材质的一致性、均匀性和稳定性较差。 　　五、后果 　　目前我国航空材料存在的上述问题，严重制约我国航空工业的发展，对我国航空产品的设计与研制、生产与使用造成一系列严重后果： 　　（１）由多国材料牌号云集所造成的复杂无序状态，严重制约着建立适合我国国情的航空材料牌号系列以及与之配套的标准系列，从而使航空产品设计及其选材难以走上科学化、规范化与程序化的轨道，给航空产品的制造、生产管理造成困难； 　　（２）材料牌号繁多，使本来因航空产品批量小而造成对材料需求量少的矛盾更加突出，使材料生产企业难以组织规范化生产，不利于提高企业的经济效益，同时使材料的质量稳定性降低，性能数据分散性增大，直接影响航空产品的使用可靠性与成本，降低航空产品的市场竞争能力； 　　（３）对国外相近材料的大量重复仿制，耗费了国家大量资金与人力资源，严重影响我国航空材料的创新开发、改进改型及应用研究，制约了自行研制新材料的推广应用和对成熟材料的挖潜改进； 　　（４）材料性能数据存在的"少、缺、散"状况不利于正确使用，给航空产品的结构设计、分析计算、寿命预测及可靠性评估等造成极大困难，在一定程度上制约着我国航空产业的发展。 　　上述问题的存在，原因是多方面的。主要是我国航空产业科学技术基础薄弱、起点低，所经历的发展道路曲折；其次是在材料选用、材料研制及材料采购等领域没有引入和形成一整套科学而有效的运行机制，没有制订出相应的行为规范与程序，没有建立起符合我国国情的航空材料体系。 　　六、我国航空材料的发展思路 　　在深入分析研究我国航空材料的现状与问题、需求与差距的基础上，应把建立起符合我国国情的航空材料体系作为发展我国航空材料的总体思路。 　　这里所提的"航空材料"体系是指由用作航空产品的各类材料牌号系列、标准（规范）系列、性能数据库以及有关材料选用、研制和采购工作的运行机制与行为规范等四方面构成的相互联系、相互协调的有机整体。 　　建立中国航空材料体系的具体思路应包括以下几个层次： 　　1.逐步理顺和建立我国航空用各类材料的牌号序列 　　首先要对现有用于各类航空产品的材料加以收集汇总，然后按照"淘汰落后材料，限用综合性能差与使用面窄的材料，合并性能水平相近的材料，推荐综合性能好的材料，补充暂缺的先进材料"等原则，加以分类整理，建立起适合我国国情的具有不同性能水平档次的各类材料的牌号序列，并逐步纳入国标、国军标或航标。 　　2.正确处理并逐步解决多国材料并存、重复、互不兼容的复杂局面 　　（1）对已往在引进国外航空产品过程中所仿制的，目前尚未纳入国标、国军标或航标的各类国外材料，进行全面清理和综合对比分析，选择其中国内没有且有应用前景的材料牌号，加以研究完善，而后使其尽快纳入国标、国军标、或航标中，编入到该类材料的牌号序列中。其余的国外材料牌号要加以限用，即限制在除原引进航空产品以外的产品上使用。 　　（2）随着我国对外开放的深入和加入"WTO"步伐的临近，引进航空产品及技术将会不断增加，妥善处理其中的材料问题将是建立中国航空材料体系的关键。为此，要在熟悉和掌握国外各类材料牌号与标准的基础上，进行对比分析，分别采取代用与仿制两种方法加以处置。 　　首先是用国内现有材料牌号代用。由于各国矿产资源和技术水平的不同，一些工业发达国家先后形成了各自的材料牌号序列。各国间完全相同的材料牌号是极少的，大多数只存在相当或相近的对应关系。因此，如果国内现有某材料牌号的化学成分与引进产品所用某一材料的化学成分相近，力学性能与工艺性能相当，即可用该材料代用相应国外材料。在这里需要的是理性的、实事求是的科学分析，必须摒弃过去那种"一丝不苟"照搬照抄国外的做法。在没有相应国内材料牌号与之对应的国外材料，且又没有仿制价值时，可根据具体的使用条件，采取"以优代劣"的办法加以处置。 　　其次是对国内现有材料牌号难以代用的少量国外材料可作如下处置：对确有先进性和应用前景者，则可立项仿制；若用量少，要求高，国内难以仿制生产或虽可仿制生产，但经济上很不合算，同时国外又能正常供货的材料，可直接向国外采购，不必拘泥于"一切立足于国内"。 　　3.加大对现有定型材料的改进改型研究力度 　　通过调控成分或变更工艺等手段，充分挖掘现有材料的潜力，做到"一材多用"。 　　4. 加强对新材料的研究 　　先进航空产品的发展，对材料的要求愈来愈高，因此，要加强对树脂基复合材料、陶瓷基复合材料、金属间化合物、高强高韧、可焊、耐蚀合金钢、高强铝合金、耐热钛合金等的研究。 　　5.在建立材料牌号序列的同时，建立航空材料性能数据库 　　对那些用作关键件、重要件的材料，要补充测试有关结构设计、可靠性评估与寿命预测等所需的性能数据。 　　6.加强特种工艺和理化测试技术的开发研究 　　在制订材料标准的同时，制订相应的特种工艺及理化检测标准，形成完整的标准系列，达到扩大材料应用范围，提高材料的应用技术经济效益。 　　7.建立和完善运行机制及行业规范 　　在有关材料选用、材料研制和材料采购等方面，建立和完善与市场经济相适应的运行机制及一套行之有效的行为规范，理顺材料选用、材料研制材料采购等部门之间的关系，使这方面的工作走上科学化、规范化和程序化的轨道。 　　需要指出的是：建立中国航空材料体系是当前发展我国航空材料的关键步骤，是繁杂的系统工程，是一项开拓性的工作，应本着循序渐进、逐步实施的原则，先搞发动机材料体系，取得经验后，再搞飞机（含直升机）机体材料体系和机载设备材料体系，最后汇总、合并形成中国航空材料体系。

新技术、新工艺和新材料的结晶　　普惠公司研制的F119发动机F119 Engine for F-22 　　 F119是美国普惠公司为F-22研制的推重比10一级的加力式涡扇发动机，它采用了普惠公司多年的经验和新研究的技术，在结构和性能上代表了当前最先进的战斗机发动机的水平去年底，普惠公司为F- 22试飞交付了第一台生产型F119发动机，这标志着F119的工程研制工作即将完成。最近，普惠公司开始进行生产型F119的耐久性试验的最后阶段。该发动机在结构和性能上较前一代战斗机发动机F100有很大提高，而可靠性、耐久性和维修性也较前一代向前迈进了一大步。 　　研制概况 　　 1982年，美国空军提出"先进战术战斗机(ATF)"计划，当时,洛克希德、波音、通用动力公司联合提出的YF-22方案与诺斯罗普、麦道公司联合提出的YF-23方案参与投标竞争，发动机方面则有美国普惠与GE公司为此分别提出推重比为10一级、推力为133.6千牛的PW5000(XF119)、GE37(X120) 发动机参加竞争。XF119零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车。为了进行飞机飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119、YF120。经过几年的开发研制后，1990年6月、9月YF-23、YF-22相继首飞并进行对比试飞验证评估，1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF-22作为ATF的机型。1991年8月F-22进入"工程制造和发展(EMD)"阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近17%，即最大推力(加力推力)要求为156 千牛，中间推力(不加力时最大状态下的推力)为105 千牛， F119采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求，为此，发动机的涵道比由0.25增至0.3。 　　 XF119、YF119在进入EMD阶段前总共完成了3000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了8000余小时。当转入EMD阶段时(1991年8月3日)，普惠公司获得研制9台F119试验发动机与33台飞行试验发动机的13.75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置(包括备件)来计算，普惠公司将获得120亿美元的收入。1992年12月17日首台EMD F119发动机首次试车，1997年9月7日装F119-PW-100的F-22首飞，从此，F119-PW-100开始了长达数年的飞行试验计划。 　　性能与结构设计 　　 F119的主要性能参数为：最大推力156千牛, 中间推力105千牛，总压比35，涵道比0.3, 涡轮前温度1577℃～1677℃，最大直径1.13米, 长度4.826米, 重量 1360千克。与普惠公司为第3代战斗机F-15、F-16研制的推重比为8一级的F100发动机相比，F119在总级数、零件数、推重比等均有较大的改进，见表1。 　　与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机，在第2级风扇后有一可调外涵出气环，在高压压气机中，第1级转子叶片作得较长，其后有一外涵出气环，在发动机工作时，第1级高压压气机后的放气环始终打开，因此，第1级高压压气机转子起到风扇的作用。在低工况下，风扇的可调外涵放气环打开，使涵道比加大以获得低的耗油率；在大工况时，该放气环关闭，发动机成为小涵道比涡扇发动机，以增加单位推力。由于YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高、低压涡轮间无导向叶片，因此它比F119少5排叶片。表2列出了YF120和YF119在结构上的主要差别。 　　在F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有二个突出的变化，一是高压转子支撑方式改用了GE公司惯用的形式, 二是高压涡轮采用了单级。 　　普惠公司在60年代后期开始研制的民用发动机(JT9D、PW2037、PW4000)及军用发动机(F100)中，高压转子均采用1-1-0支撑方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，高压涡轮是悬臂支撑的，该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮轴由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的，给转子动力学设计带来困难。GE公司的发动机(军用的有F101、110、F404，民用的有CFM56)中，高压转子则采用了1-0-1支撑方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上，这种布局不仅可减少一个承力框架，而且高压涡轮轴轴径可作得很大，增加了转子刚性，它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。 　　普惠公司在F119发动机的总体设计中，一改以往的作法，将高压转子的支撑方式改用了GE公司惯用的1-0-1且后支点为中介轴承的方式, 在该公司最新的民用发动机PW8000中也采用了1-0-1高压转子支撑方式，这一设计变化，值得注意。 　　高压涡轮的设计中，普惠公司在60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型民用发动机JT9D、PW2037、PW4000以及军用发动机F100均采用了双级设计，这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量增大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机(军用F101、F110、F404和民用CFM56)中，均采用了单级高压涡轮，虽然涡轮效率稍低，但使发动机结构简单，零件数，重量轻等。在F119设计中，普惠公司一改以往的作法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比。 　　主要部件设计特点 　　 1. 风扇 3级，第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计, 与用于B777的PW4084发动机上的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成整体叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条槽道形成空腔。这种空心叶片的空心度较小。 　　用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构。单个加工好的叶片用线性摩擦焊焊到轮盘上相应的凸块上(凸块与叶片底部均留有少量加工余量)，焊好后再将多余的材料磨去形成完整的整体叶盘，罗-罗公司近期也采用这种加工方法。在YF-22进行验证飞行时所用的YF119中，仅第2、3级风扇采用了整体叶盘。 　　为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣作成整环的，为此，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。 　　风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构与F100的类似。第3级静叶均采用了弯曲设计，这种设计也用于PW4084。 　　 2. 高压压气机 6级，采用高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与第1、2级导叶是可调节的，前机匣采用了阻燃"Alloy C"钛合金以减轻重量。为增加高压压气机出口处机匣(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型高涵道比涡扇发动机中得到广泛采用。 　　 3. 燃烧室短环形，火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圆周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦片式火焰筒。 　　采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命，与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少。这种结构己在V2500、PW4084等民用发动机上采用。 　　 4. 高压涡轮单级，工作叶片用普惠公司的第3代单晶材料制成，采用了先进的气膜冷却技术。涡轮盘采用双重热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹；轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在XF119上没有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在大型民用涡扇发动机中应用较多。 　　 5. 低压涡轮单级，与高压涡轮转向相反。这种将高、低压转子作成对转的结构，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩；另外，对装于两转子间的中介轴承，轴承内、外环转向相反时，会大大降低保持架与转子组合体相对内、外环的转速，对轴承的工作有利，但增加了封严的难度。理论上，高、低压涡轮对转时, 可以不要低压涡轮导向器(YF120上即无)，但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承),这与F404、M88发动机的结构类似。 　　 6. 加力燃烧室分三区，加力筒体采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。 　　 7. 尾喷管二元收敛-扩张矢量喷管，喷管上、下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，且当上、下调节片同时向上或向下摆动时，可改变排气流的方向，从而改变推力的方向。发动机的推力能在飞机的俯仰方向±20°内偏转，从+20°到-20°的行程中只需1秒钟。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵。调节片设计成可减少雷达散射截面积；为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用"Alloy C"阻燃钛合金以减轻重量。 　　 8. 燃油控制系统为第3代双余度全权限数字电子控制系统。 　　维修性与可靠性设计 　　 1. 维修性在F119设计中，特别强调了维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作成外场可更换组件(LRU)，每个LRU拆换时间不超过20分钟，所用的工具仅是11种标准手动工具；在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销；由于采用"B"型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手；孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的；所有导管、导线均用不同的颜色予以区分；滑油箱装有目视的油位指示器；连接件作成能快卸快装的结构；自动化的综合诊断系统；在外场无须对附件进行调整与微调；以计算机为基础的培训系统；电子技术(即光盘)文件；具有抗外物击伤与抗锈蚀能力；压气机机匣水平对开，以便迅速接近内部零件；所有附件均置于发动机下部等。由于采用了这些措施，使外场级、中修级的维修工作减少75%，基地级维修所用的工具减少60%，平均工具的重量减轻40%。 　　 2. 可靠性普惠在设计F119时，遵循了采用"经过验证的技术"，以及使发动机结构简单和零件数少的原则，因此，它的性能较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的新技术，而其可靠性比F100的要高。表3表示F119与F100-PW-220相比，其可靠性和维修性的改进。

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