龙腾乱贴，凑个涡扇十五的热闹

正文之前，首先请让我向以江和甫为代表的中国航空发动机预研工程的技术人员表示最崇高的敬意。没有充分的预研，涡扇十五绝对不可能这样顺利的走到今天，更不会有光明的未来。
下面是江和甫某篇论文的节选，其中涉及到了推比10一级大推和更高推比发动机的一些内容
龙腾不敢胡乱加以推测，现在仅将原文节选贴出。
希望大家能从这枯燥复杂的文字中感受到航发工程师的艰辛，也希望能让大家对高推发动机的一些技术有一个感性的认识。
至于本论文中，有多少内容和涡扇十五的设计正相关，我认为，这不是我们真正要去关心的，我们这些业余的爱好者最大的责任就是用我们的关注，去支持那些隐姓埋名，那些伟大的人。。。。。。。。。。

推重比10发动机中的新结构及其强度设计
目前。作为第四代战斗机动力装置的推重比10发动机已投入使用，其典型代表机种为美国的F119发动机。推重比10发动机中采用了很多新结构，也引发了新的强度设计技术．主要有：(1) 整体叶盘。在F119、EJ200等发动机中，都采用了整体叶盘的风扇、压气机转子结构。在它们的验证机和初期生产批发动机上，只是部分级采用了整体叶盘。不过在后来。风扇、压气机各级都采用了整体叶盘结构。其工艺有线性摩擦焊、数控铣加振动光饰、数控电化学加工，但尚未见采用双性能整体机械加工叶盘的可靠报道。整体叶盘引起的强度问题主要有：
① 叶身和盘体材料性能的一致化。
在榫头连接结构中，可以通过选用不同材料或同一材料不同热处理制度获得叶片和轮盘不同的材料性能。使叶片具有较高的强度及高周疲劳强度。使轮盘具有较高的蠕变及低周疲劳强度。在整体叶盘结构中，需要寻找一种可以兼顾叶身和轮盘性能的材料组织。如对于两相钛合金，采用近B锻造获得一种可称为三相的金相组织。曾研究过“双性能”叶盘制造技术，但难度很大，特别是在叶身进行修理后更难保持原有性能，因此尚未见实际应用的确切报道。
② 叶身型面尺寸的一致化。
由于整体叶盘的叶身一般都用数控加工。各叶片的叶身型面一致性很好，各叶片的自振频率很接近，加上没有了榫头连接处的机械阻尼，使得叶片的振动问题更为严重，盘片耦合振动问题也更为突出。可以按某一规律设计两种或多种叶身型面来采用“错频”技术，但对“错频”技术的研究．特别是它对常见的谐振振动的减振效果的研究还很不够，离工程应用还有很大差距。
③ 叶身修理技术引起的材料性能不均匀。
整体叶盘的可修性是制约其应用的重大障碍。目前较为可行的修理方案是：局部损伤轻的打磨，稍重的打磨后激光堆焊．严重的切除叶片后用激光焊接一个新叶片。焊接部位的材料性能不可能与原基体材料性能相同，必须研究其对叶片可靠性的影响。
④ 焊接整体叶盘焊接区对强度寿命的影响。
由于焊接区的强度一般低于基体，焊接部位的选择及接头结构形式对叶盘强度和工艺的可实现性有重大影响。我们在这方面的研究还很不够。
(2)气冷单晶涡轮叶片。
为了使涡轮叶片能在l 950 K的涡轮进口燃气温度下可靠工作，必须采用可在l 343 K下可靠工作的第二代单晶材料，并采用复杂的内冷结构和大量气膜孔f导向叶片1 000个以上，转子叶片500个左右)。其强度设计除与热分析所提供的温度场的准确度密切相关外，其难度主要在于：
① 复杂内腔叶片高精度强度分析。现有的有限元分析工具原则上可以提供有效的技术手段．但对于各向异性的单品叶片，对其换热肋、扰流柱、尾缘劈缝等局部结构的强度分析仍然难以满足寿命预测的需要。其原因之一是难以给出这些局部的材料性能数据。
② 气膜孔附近的强度问题。为了达到有效的冷却，必须开设大量气膜孔。在前缘附近，气膜孔密度很高，很容易发生气膜孔间材料的撕裂。需要通过强度分析与热分析的结合妥善解决。
③ 带隔热涂层叶片。我们已开发了带隔热涂层叶片的强度分析方法，但其可信程度尚待验证。
④ 再结晶对强度的影响。单晶材料的晶界强化元素极少，一旦发生局部再结晶，其界面强度极低，甚至只有基体强度的十分之一左右．因此对单晶叶片的再结晶必须严格控制。但有些工艺因素，例如钎焊，可能难以完全避免再结晶，需要通过强度分析判断设计上允许存在再结晶的区域。
(3) 大型整体精铸机匣。
在第四代发动机中，为减少零件数量、降低制造成本、提高可靠性，中间机匣、后机匣等都采用整体大型精铸件。为了提高生产效率，需要利用强度分析手段支持制定合理的铸件
验收标准，由此引出了下列研究课题：
① 低周疲劳寿命预估。
② 局部铸造缺陷对强度和寿命的影响。
③ 与工艺协调的结构、强度优化技术。
(4) 复合材料构件。
在第三代发动机中，已成功应用复合材料制造外涵机匣。在第四代发动机中，将进一步扩大其应用，如进气机匣、风扇机匣及整流叶片。在民用发动机中，复合材料已开始用于制造大型风扇转子叶片，但其结构的强度设计技术及修理后的强度问题还需要深入研究。
(5) 低塑性金属问化合物构件。在第四代发动机中． 已开始使用金属间化合物制造零件，如Ni3A1、Ti3A1、 —TiA1等。在IHPTET计划中，已进行了 —TiA1制压气机转子的可靠性试车。这些金属间化合物的共有特点是塑性比较低，需要研究这类材料的强度设计准则。
(6)陶瓷构件。
纤维增强SiC基复合材料等陶瓷材料，由于其低密度、耐高温等特点，已有用于加力衬筒、喷管调节片等的实例。由于陶瓷复合材料具有强度可设计性．其结构设计及工艺设计与强度设计的结合更为紧密，因此需要加强分析技术、优化技术及设计准则的研究。
(7)粉末涡轮盘及其它构件。
在第四代发动机中，普遍采用第二代粉末合金(如Rene88DT等)制造涡轮盘及挡板。在F119发动机中，粉末合金还用来制造压气机后面级的轮盘。由于我国粉末盘制造工艺与西方国家有异，需要在研究强度分析技术的基础上制定与我国制造技术相应的强度设计准则。
在粉末合金构件中特别需要研究下列课题：
① 锻造零件的区域性能差异。
我国的粉末盘采用热等静压制坯、经预处理后锻造成形的工艺流程，锻件材料性能存在区域性差异。这就要求强度设计根据盘体各部位的实际性能实现结构优化。
② 夹杂的影响。
在粉末合金构件中不可避免夹杂的存在．对于锻造盘内夹杂的分布及形态特点有待摸清。要求强度设计能在考虑夹杂的情况下预测低周疲劳寿命。目前正在研究的根据夹杂概率分布预测寿命的方法还有待进一步改进、完善并形成相应的设计准则
③ 损伤容限设计技术的应用。Rene88DT和FGH96都是具有较低裂纹扩展速率的第二代粉末合金，其屈服强度比较低，FGH96的屈服强度还不如第一代合金FGH95的屈服强度。必须利用其低裂纹扩展速率的特点，采用损伤容限设计技术，才能充分利用材料．减轻结构重量：这对我们还是一个新的课题。
4 更高推重比发动机中的新结构及强度设计
提高推重比是发动机设计者为之不断努力追求的目标。国外已在开展推重比为16左右的发动机设计技术的研究，美国的IHPTET计划已取得了巨大的成功。我们也对开展推重比为12—15的发动机关键技术预研提出了建议，但尚未得到全面安排。预计在推重比为12～15的发动机中可能出现的新结构
主要有：
(1) 双性能叶盘风扇和压气机转子；
(2) Ti2A1Nb等金属间化合物制压气机及高温部位零件：
(3) SiC长纤维增强钛基复合材料叶环或叶鼓：
(4) 573～623 K高温树脂基复合材料机匣；
(5) —T认l或Ti2A1Nb合金扩压器；
(6) 第三代单晶、铸冷和层板涡轮叶片；
(7) 增韧陶瓷浮壁燃烧室；
(8) 碳／碳复合材料高温构件；
(9) 纤维增强超合金涡轮盘；
(10)双性能涡轮盘或整体涡轮叶盘；
(11)陶瓷涡轮叶片及无冷却调节片；
(12)陶瓷滚动体混合轴承。正文之前，首先请让我向以江和甫为代表的中国航空发动机预研工程的技术人员表示最崇高的敬意。没有充分的预研，涡扇十五绝对不可能这样顺利的走到今天，更不会有光明的未来。
下面是江和甫某篇论文的节选，其中涉及到了推比10一级大推和更高推比发动机的一些内容
龙腾不敢胡乱加以推测，现在仅将原文节选贴出。
希望大家能从这枯燥复杂的文字中感受到航发工程师的艰辛，也希望能让大家对高推发动机的一些技术有一个感性的认识。
至于本论文中，有多少内容和涡扇十五的设计正相关，我认为，这不是我们真正要去关心的，我们这些业余的爱好者最大的责任就是用我们的关注，去支持那些隐姓埋名，那些伟大的人。。。。。。。。。。

推重比10发动机中的新结构及其强度设计
目前。作为第四代战斗机动力装置的推重比10发动机已投入使用，其典型代表机种为美国的F119发动机。推重比10发动机中采用了很多新结构，也引发了新的强度设计技术．主要有：(1) 整体叶盘。在F119、EJ200等发动机中，都采用了整体叶盘的风扇、压气机转子结构。在它们的验证机和初期生产批发动机上，只是部分级采用了整体叶盘。不过在后来。风扇、压气机各级都采用了整体叶盘结构。其工艺有线性摩擦焊、数控铣加振动光饰、数控电化学加工，但尚未见采用双性能整体机械加工叶盘的可靠报道。整体叶盘引起的强度问题主要有：
① 叶身和盘体材料性能的一致化。
在榫头连接结构中，可以通过选用不同材料或同一材料不同热处理制度获得叶片和轮盘不同的材料性能。使叶片具有较高的强度及高周疲劳强度。使轮盘具有较高的蠕变及低周疲劳强度。在整体叶盘结构中，需要寻找一种可以兼顾叶身和轮盘性能的材料组织。如对于两相钛合金，采用近B锻造获得一种可称为三相的金相组织。曾研究过“双性能”叶盘制造技术，但难度很大，特别是在叶身进行修理后更难保持原有性能，因此尚未见实际应用的确切报道。
② 叶身型面尺寸的一致化。
由于整体叶盘的叶身一般都用数控加工。各叶片的叶身型面一致性很好，各叶片的自振频率很接近，加上没有了榫头连接处的机械阻尼，使得叶片的振动问题更为严重，盘片耦合振动问题也更为突出。可以按某一规律设计两种或多种叶身型面来采用“错频”技术，但对“错频”技术的研究．特别是它对常见的谐振振动的减振效果的研究还很不够，离工程应用还有很大差距。
③ 叶身修理技术引起的材料性能不均匀。
整体叶盘的可修性是制约其应用的重大障碍。目前较为可行的修理方案是：局部损伤轻的打磨，稍重的打磨后激光堆焊．严重的切除叶片后用激光焊接一个新叶片。焊接部位的材料性能不可能与原基体材料性能相同，必须研究其对叶片可靠性的影响。
④ 焊接整体叶盘焊接区对强度寿命的影响。
由于焊接区的强度一般低于基体，焊接部位的选择及接头结构形式对叶盘强度和工艺的可实现性有重大影响。我们在这方面的研究还很不够。
(2)气冷单晶涡轮叶片。
为了使涡轮叶片能在l 950 K的涡轮进口燃气温度下可靠工作，必须采用可在l 343 K下可靠工作的第二代单晶材料，并采用复杂的内冷结构和大量气膜孔f导向叶片1 000个以上，转子叶片500个左右)。其强度设计除与热分析所提供的温度场的准确度密切相关外，其难度主要在于：
① 复杂内腔叶片高精度强度分析。现有的有限元分析工具原则上可以提供有效的技术手段．但对于各向异性的单品叶片，对其换热肋、扰流柱、尾缘劈缝等局部结构的强度分析仍然难以满足寿命预测的需要。其原因之一是难以给出这些局部的材料性能数据。
② 气膜孔附近的强度问题。为了达到有效的冷却，必须开设大量气膜孔。在前缘附近，气膜孔密度很高，很容易发生气膜孔间材料的撕裂。需要通过强度分析与热分析的结合妥善解决。
③ 带隔热涂层叶片。我们已开发了带隔热涂层叶片的强度分析方法，但其可信程度尚待验证。
④ 再结晶对强度的影响。单晶材料的晶界强化元素极少，一旦发生局部再结晶，其界面强度极低，甚至只有基体强度的十分之一左右．因此对单晶叶片的再结晶必须严格控制。但有些工艺因素，例如钎焊，可能难以完全避免再结晶，需要通过强度分析判断设计上允许存在再结晶的区域。
(3) 大型整体精铸机匣。
在第四代发动机中，为减少零件数量、降低制造成本、提高可靠性，中间机匣、后机匣等都采用整体大型精铸件。为了提高生产效率，需要利用强度分析手段支持制定合理的铸件
验收标准，由此引出了下列研究课题：
① 低周疲劳寿命预估。
② 局部铸造缺陷对强度和寿命的影响。
③ 与工艺协调的结构、强度优化技术。
(4) 复合材料构件。
在第三代发动机中，已成功应用复合材料制造外涵机匣。在第四代发动机中，将进一步扩大其应用，如进气机匣、风扇机匣及整流叶片。在民用发动机中，复合材料已开始用于制造大型风扇转子叶片，但其结构的强度设计技术及修理后的强度问题还需要深入研究。
(5) 低塑性金属问化合物构件。在第四代发动机中． 已开始使用金属间化合物制造零件，如Ni3A1、Ti3A1、 —TiA1等。在IHPTET计划中，已进行了 —TiA1制压气机转子的可靠性试车。这些金属间化合物的共有特点是塑性比较低，需要研究这类材料的强度设计准则。
(6)陶瓷构件。
纤维增强SiC基复合材料等陶瓷材料，由于其低密度、耐高温等特点，已有用于加力衬筒、喷管调节片等的实例。由于陶瓷复合材料具有强度可设计性．其结构设计及工艺设计与强度设计的结合更为紧密，因此需要加强分析技术、优化技术及设计准则的研究。
(7)粉末涡轮盘及其它构件。
在第四代发动机中，普遍采用第二代粉末合金(如Rene88DT等)制造涡轮盘及挡板。在F119发动机中，粉末合金还用来制造压气机后面级的轮盘。由于我国粉末盘制造工艺与西方国家有异，需要在研究强度分析技术的基础上制定与我国制造技术相应的强度设计准则。
在粉末合金构件中特别需要研究下列课题：
① 锻造零件的区域性能差异。
我国的粉末盘采用热等静压制坯、经预处理后锻造成形的工艺流程，锻件材料性能存在区域性差异。这就要求强度设计根据盘体各部位的实际性能实现结构优化。
② 夹杂的影响。
在粉末合金构件中不可避免夹杂的存在．对于锻造盘内夹杂的分布及形态特点有待摸清。要求强度设计能在考虑夹杂的情况下预测低周疲劳寿命。目前正在研究的根据夹杂概率分布预测寿命的方法还有待进一步改进、完善并形成相应的设计准则
③ 损伤容限设计技术的应用。Rene88DT和FGH96都是具有较低裂纹扩展速率的第二代粉末合金，其屈服强度比较低，FGH96的屈服强度还不如第一代合金FGH95的屈服强度。必须利用其低裂纹扩展速率的特点，采用损伤容限设计技术，才能充分利用材料．减轻结构重量：这对我们还是一个新的课题。
4 更高推重比发动机中的新结构及强度设计
提高推重比是发动机设计者为之不断努力追求的目标。国外已在开展推重比为16左右的发动机设计技术的研究，美国的IHPTET计划已取得了巨大的成功。我们也对开展推重比为12—15的发动机关键技术预研提出了建议，但尚未得到全面安排。预计在推重比为12～15的发动机中可能出现的新结构
主要有：
(1) 双性能叶盘风扇和压气机转子；
(2) Ti2A1Nb等金属间化合物制压气机及高温部位零件：
(3) SiC长纤维增强钛基复合材料叶环或叶鼓：
(4) 573～623 K高温树脂基复合材料机匣；
(5) —T认l或Ti2A1Nb合金扩压器；
(6) 第三代单晶、铸冷和层板涡轮叶片；
(7) 增韧陶瓷浮壁燃烧室；
(8) 碳／碳复合材料高温构件；
(9) 纤维增强超合金涡轮盘；
(10)双性能涡轮盘或整体涡轮叶盘；
(11)陶瓷涡轮叶片及无冷却调节片；
(12)陶瓷滚动体混合轴承。