当前国外商用航空发动机制造技术与装备概况分析

结合大飞机发动机各单元体中关键结构件的特点，参照国际上各家大涵道比发动机制造商在制造技术方面取得的成果和后续的发展，对这些结构件所采取的关键制造技术简述如下。

1）钛合金风扇叶片

大型宽弦空心风扇叶片目前主要由钛合金材料制成，具有叶身长、叶弦宽、扭转角大、空心、无凸台等特点，并需达到气动性能先进、抗震能力较强、质量较轻、加工成本较低等要求，该类风扇叶片的制造技术成为大飞机发动机制造中的主要技术难点。大型钛合金风扇宽弦空心叶片制造技术作为大飞机发动机的标志性构件，钛合金宽弦空心风扇叶片的制造技术极为关键，一直是各大航空发动机制造厂商研究和发展的重点，目前已从采用活性扩散焊工艺的蜂窝内芯结构的第一代发展为以超塑成形/扩散连接为关键技术的钛合金整体空心结构的第二代，典型的工艺方法是将钛合金毛坯切削加工成两个半叶片，再用真空扩散工艺连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，最后经超塑成形加工成最终叶型，相同的工艺还用来制造风扇出口导向叶片。 目前RR、PW两家公司在绝大部分大涵道比涡扇发动机中均采用了大型钛合金风扇宽弦空心叶片，如图2-50所示。RR公司的第二代空心风扇叶片成功应用于Trent系列发动机。其内部结构强度更高，从而降低了叶片重量和制造成本，并为机匣和风扇盘减重提供了空间。

图2-50　V2500发动机宽弦空心叶片

GE公司采用了完全不同的技术途径，GE90以及Leap-X发动机均采用了复合材料制造风扇叶片，并在叶片前缘采用了钛合金包边以提高叶片的耐冲刷性能。

2）复合材料风扇叶片

早在20世纪60年代，GE就曾在TF39发动机上尝试碳纤维增强树脂基复合材料，但没有通过鸟撞试验，后来又相继在F103、 QCSEE等机型上进行尝试。直到20世纪90年代，GE第一个成功将复合材料风扇叶片进行实际批量生产并装备在GE90发动机上。该叶片使用了轻质高强的碳纤维增强复合材料，大大减轻了叶片的质量。在叶片直径达到3.25 m（128 in）的前提下将单片叶片质量控制在了15.8 kg，达到了减重增效的目的。该复合材料风扇叶片采用预浸料手工铺层/热压成形的成形工艺，预浸料使用了Hexcel公司开发的IM7/8552-7碳纤维增强环氧树脂复合材料预浸料。为了克服铺层工艺导致的叶片层间强度不足，受到外物冲击易发生分层的问题，GE公司在叶片的前后缘加入了钛合金金属包边并与叶片本体进行粘连。该技术有效的增加了复合材料叶片的抗冲击性能，目前为所有投入商业运营的GE90发动机上的复合材料风扇叶片表现出色，只发生了3起叶片更换事件，充分证明了复合材料风扇叶片的安全可靠性。

后来，新型弯曲前缘后掠大流量宽弦复合材料风扇叶片技术在GE公司的新一代涡轮风扇发动机GEnx上获得了进一步的发展。该型发动机上使用的叶片其材料与工艺与在GE90风扇上使用的基本近似，但随着成熟度的不断提高，与GE90发动机相比，新一代GEnx发动机的风扇叶片数量更少，进一步降低了风扇质量的同时还增了叶片运转效率。随着前两代碳纤维增强树脂基复合材料风扇叶片的成功应用，由GE公司和SNECMA合资的CFMI公司的最新涡轮风扇发动机Leap-X也将采用碳纤维增强树脂基复合材料风扇叶片。Leap-X发动机的风扇叶片数量只有18片，直径为1.8 m，总重为76 kg，相对于目前最成功的发动机CFM56系列实现了减重30%，同时拥有更好的空气动力学性能，可以说是目前已经公布出来的叶片中综合性能最优秀的风扇叶片。更加值得关注的是，Leap-X所使用的风扇叶片采用了最新的三维编织树脂模传递成形制造技术，并在前缘使用了钛合金包边。三维编织树脂模传递成形技术融合了树脂模传递成形与三维编织各自的特点，从而使制品具有更加优异的性能，以RTM工艺制作的三维整体编织复合材料，可大幅度提高层间剪切强度和整体损伤容限，使复合材料成为主承力构件之一。试验结果表明，应用此技术制作的叶片不仅重量轻，而且结构牢固，抗大体积鸟撞击能力强，制作成本相对低廉。图2-51所示为复合材料风扇叶片。

3）风扇包容机匣

GE公司的CF6-80C2发动机最早采用这种芳纶纤维缠绕复合材料包容环结构风扇机匣。在冲压加工制造的铝制机匣壳体外，包裹一层铝制蜂窝层，在蜂窝结构外缠裹67层Kevlar纤维条带，其外再覆以一层Kevlar/环氧树脂复合材料保护层，蜂窝层与缠裹层间夹有碳纤维/环氧复合材料。

图2-51　复合材料风扇叶片

后来，GE90的风扇机匣延续了CF6-80C2发动机的设计，即在很薄的铝合金壳体外表面铣出很多纵横交错的深槽，铣后的壳体被称为“等格栅铝环”，再在壳体外侧缠绕65层Kevlar芳纶纤维织成的编织带，并覆以环氧树脂制成复合材料包容环。

图2-52　Leap-X包容机匣结构

随着GE公司在20世纪90年代成功将复合材料风扇叶片应用于GE90发动机，全复合材料风扇机匣开始列入研发日程，因为复合材料叶片碎片会分裂成更小的碎片，保证复合材料风扇包容机匣具有更高的包容效率。GE公司自20世纪90年代开始研究重点开发碳纤维编织结构增强树脂基复合材料的风扇包容机匣，所用材料为TORAYCA的T700碳纤维和CYCOM的PR520环氧树脂。图2-52所示为Leap-X包容机匣结构。

4）整体叶盘

整体叶盘是将叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接中的榫头等结构，该结构的采用使发动机结构简化，质量减轻、零件数减少，并且避免了榫头气流损失，提高了发动机的推重比和可靠性，如图2-53所示。

图2-53　整体叶盘

传统的加工方法是采用机械加工将整体毛坯直接加工出整体叶盘，这种加工方法的材料利用率低、加工周期长，不仅成本高，而且由于盘、片的材料相同，整体叶盘的减重优势不能完全发挥出来。为了避免整体毛坯的缺点，各发动机制造商均投入了很大力量来研发采用焊接技术为主导工艺的整体叶盘加工技术以及提高加工效率的电加工技术，已经开发成功并应用的技术主要包括线性摩擦焊接、电子束焊接以及热锻接技术，采用电解或电火花进行毛坯料粗加工或中加工，再用数控加工将整体叶盘加工至最终尺寸的方法缩短加工周期一半以上。线性摩擦焊接法属于固态连接技术，工件焊接处的高温是通过两配合面间的相互高频振动产生的，焊接处的材料并未熔化，不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象，也看不出焊缝，且其强度优于母材，并可将两种不同材料的叶片与轮盘焊接在一起，以达到减重和提高性能的效果。

图2-54　风扇包容机匣

5）薄壁机匣

机匣是航空发动机的重要承力部件，分为风扇包容机匣、中介机匣、对开机匣、燃烧室预悬喷嘴、低压涡轮机匣等，如图2-54所示，机匣件结构复杂、尺寸较多、壁厚较薄，多采用铝合金、不锈钢钛合金、高温合金等航空材料，加工难度较大、周期较长、加工难点在于控制加工变形、提高加工效率。

目前，国际先进的机匣加工技术主要有电火花加工、电化学加工和高效数控加工技术等，目前通常采用先用电解技术去除余量，再用数控铣削技术加工至要求尺寸的方法进行加工。机匣制造正向复合材料和大型薄壁机匣加工技术方向发展。从国外机匣制造技术发展趋势来看，如F110燃烧室机匣、CFM56燃烧室机匣等，除采用整体精密铸造技术、整体精密轧环技术等外，更注重数字化制造和各种制造资源的集成，发展高速切削技术、虚拟制造等技术，已实现了机匣制造高效化和柔性化。(www.xing528.com)

6）单晶涡轮叶片

提高航空发动机和工业燃气轮机热效率的有效方法就是提高涡轮进气温度。先进燃气轮机的进气温度可以达到1800 K。为了提高燃气燃烧温度，单晶超合金在20世纪70年代后期引入到商业航空用燃气喷气发动机涡轮叶片中，因为其具有优良的热阻性能。

单晶涡轮叶片是发动机中工况最为恶劣，热载荷最大，最易产生影响发动机安全的故障的构件，需要综合运用多项制造技术，才能满足大飞机发动机的使用要求，主要关键制造技术包括单晶高温合金涡轮叶片的精铸技术、表面耐高温涂层的制备技术、气膜冷却孔的高效加工技术等。图2-55为Leap-X发动机高压涡轮叶片。

图2-55　Leap-X发动机新一代高压涡轮叶片

7）粉末合金涡轮盘

高压涡轮盘是商用航空发动机关键热端部件之一，其工作环境恶劣，工作温度高，盘心到盘缘的温度梯度大、转速高、受力复杂，因此要求涡轮盘材料应具有良好的综合力学性能，特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周疲劳性能和抗裂纹扩展性能。

粉末高温合金成分均匀、无宏观偏析，晶粒细小、组织均匀，热加工性能好，力学性能优异，特别是高温性能比普通的铸锻合金大幅提高，使用温度可达700～750℃。国外粉末高温合金的发展自20世纪60年代末开始，从第一代高强型粉末高温合金逐渐过渡到第二代损伤容限型粉末高温合金，其特点是使用温度更高、裂纹扩展速率比第一代粉末合金明显降低，以满足高性能航空发动机结构完整性的设计要求。近年来，又发展了能应用于更高温度的高强损伤容限型第三代粉末高温合金以及双性能粉末高温合金涡轮盘制造技术。构件制造过程中的关键技术包括快速凝固粉末冶金制坯技术、成形时的高效复合数控加工技术等。图2-56所示为国外粉末合金涡轮盘的应用。

图2-56　国外粉末合金涡轮盘的应用

8）附件系统关键制造技术

附件系统单元体中的主要构件为高强钢大功率传动齿轮和高DN值轴承，以及相应的密封结构。高强钢大功率传动齿轮根据使用的部位，具有不同的结构特征，其特点为强度高、耐磨性好。所涉及的制造技术主要包括齿形的精密插齿技术、齿面耐磨涂层的制备技术等。高DN值轴承通常由特种合金钢、陶瓷、陶瓷增强金属基复合材料制成，是传动系统良好运行的关键构件。根据材料和用途的不同，其制造技术涉及的范围和种类众多，主要涉及轴承结构的特种加工和精密磨削技术，以及相应的装配和检测技术等。密封结构也是附件系统中的重要环节，对保证发动机热力学实施效果有着重要的作用，目前采用的密封结构包括了篦齿封严、刷丝封严、指尖封严等多种形式，其制造技术多与钎焊技术、装配技术和涂层制备技术相关。

9）先进涂层技术

涂层技术在航空发动机关键零部件的耐磨、高温防护、隔热、封严以及钛合金零件的防微动磨损、阻燃等方面起了显著的作用，应用越来越广泛。先进的涂层方法主要包括：真空等离子喷涂、层流等离子喷涂、超声速火焰喷涂、电子束物理气相沉积、化学气相沉积、真空离子溅射涂层等。

目前，表面涂层技术在国外航空发动机中应用较为成熟，各大发动机公司均形成了完善的商用航空发动机涂层体系，虽然在某些具体涂层材料和具体工艺上有所差别，但基本上都囊括易磨封严涂层、耐磨涂层、抗氧化/腐蚀涂层、热障涂层、尺寸修复涂层和干膜润滑剂等基本类型，除热障涂层等关键涂层工艺有所差别，其他涂层的制备工艺和技术指标也基本类似。表2-1所示为国外先进航空发动机主承制商（OEM）关于单晶叶片热障涂层的工艺方案。

表2-1　国外先进航空发动机主承制商（OEM）关于单晶叶片热障涂层的工艺方案

10）发动机精密装配技术

国外部分先进发动机的脉动装配，通过上部天线运输系统完成发动机水平状态下的总装，或者采用地井形式实现发动机垂直装配，实现发动机在各种装配状态下升降有序、状态可调，或采用装配平台（如RR公司）。 目前国内主要采用垂直翻转车形式、立柱装配形式，人员围绕着发动机进行装配，登高作业较多，效率低。以高精度定位、位置传感为技术基础，研究建造大部件对接装配平台，将是突破发动机精密装配技术的重要手段，具体见图2-57。

图2-57　发动机对接

国内在发动机整机同心度评估方面的做法是分别测量转、静子的同心度，通过转换法间接建立发动机转静子之间的同心度评估关系，准确性较低。 目前在冷态下整机同心度检测技术已经在国外型号上运用，主要用于监控核心机转子与静子机匣同心度问题。由于考虑到发动机主轴承间隙影响问题，国内其余型号未进行相关检测工作，在整机状态下实现同心度检测与评价是发动机研究改进的方向。

11）增材制造技术

目前，世界航空发动机垄断巨头GE、 PW、 RR等公司都已将目光锁定在了增材制造技术上，并增大在增材制造方面的研制投入。增材制造技术可广泛应用于航空发动机中的空心风扇叶片、空心风扇轮盘、风扇机匣、增压级叶片、整体叶盘等关键零部件的修复，以及燃烧室喷嘴、涡轮导向叶片等零件的研制。

美国通用电气公司（GE）于2013年利用增材制造技术实现了Leap-X发动机离心式燃油喷嘴的制造，将以往20个零件组成的喷嘴减少为1个零件，并将其质量减轻25%、寿命提高5倍，大大节省了零件的生产成本及周期。该零件于2016年实现量产（2016年25000件/年，2018年40000件/年），结构如图2-58所示。

图2-58　3D打印的燃油喷嘴