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。A

　　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。 E鰨[闑鮵瀔

　　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。W "


　　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。 [ u?



　　 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U

　　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。

中国的发动机业还有很长很长的路要走！！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。A

　　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。 E鰨[闑鮵瀔

　　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。W "


　　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。 [ u?



　　 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U

　　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。

中国的发动机业还有很长很长的路要走！！