第32卷第6期2012年12月航空材料学报JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALSVol.32，No.6December 2012先进材料在战斗机发动机上的应用与研究趋势梁春华，李晓欣（沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）摘要：美国、英国等国家特别重视战斗机发动机材料的发展，通过制订和实施一系列先进材料研究计划，开发和验证轻质高强度材料，为发动机研制提供技术保障。
综述各国现役、在研和预研战斗机发动机的材料应用情况，总结树脂基复合材料、钛基复合材料、钛铝金属间化合物、单晶高温合金、粉末高温合金、陶瓷基复合材料、陶瓷热障涂层等材料及其工艺应用趋势。
先进材料研究的发展趋势：①向低密度高强度发展，以减轻质量；②向高强度与高耐温能力发展，以提高涡轮进口温度；③向一体化（材料、工艺与结构设计）发展，以实现材料特性与结构的最优组合。
关键词：先进材料；战斗机发动机；研究计划；研制进展DOI ：10.3969/j.issn.1005-5053.2012.6.004中图分类号：V223；V215．5文献标识码：A文章编号：1005-5053（2012）06-0032-05收稿日期：2012-04-28；修订日期：2012-08-12作者简介：梁春华（1969—），男，研究员，主要从事航空发动机与燃气轮机情报分析，（E-mail ）lllch1234@sina．com 。
20世纪90年代末期，美国国防部负责研究与工程的副部长埃尼塔·约翰逊（Anita Jones ）在FY97和FY98材料与工艺技术领域计划中将材料、信息、传感器和经济可承受性列为美国国防部科技研究优先发展的四大技术［1，2］。
在美国空军2025年展望中，将材料与工艺列为空军六大高效力技术之一［1，2］。
航空技术发展在很大程度上依赖于材料进步，“一代材料、一代装备”是材料推动航空技术进步的真实写照。
航空发动机推重比的提高、性能的提升同样离不开材料的进步。
因而，很多国家通过实施专项和综合性研究计划，来研发军用发动机用先进材料及工艺，以提高其综合性能。
目前，战斗机发动机材料正在向着密度更小、耐温能力更高、费用更低、寿命更长、结构设计和材料工艺一体化等方向发展。
1应用趋势1．1第3代战斗机发动机20世纪70年代后期以来，美国PW 和GE 公司开始研制第3代战斗机发动机F100，F110，F404和F414等发动机，俄罗斯开始研制AL31F 发动机，欧洲共同体开始研制RB199，M88等发动机。
这代发动机将第2代战斗机发动机的推重比5．0 6．0提高到7．0 8．0、涡轮进口温度由1400 1550K 提高到1600 1750K ［3］。
为了满足这些挑战，质量轻的树脂基复合材料开始使用、钛合金用量加大，耐更高温度的高温合金的用量也有所提升。
下面为第3代战斗机发动机典型部件用材情况。
风扇以钛合金为主，为减轻外涵机匣质量，外涵机匣采用了树脂基复合材料［4 6］。
RB199，AL31F ，F100发动机的风扇为全钛结构，其中F100发动机的转子叶片选用Ti-6-6-2，盘选用Ti-8-1-1，轴选用Ti-6-4；AL31F 发动机的转子叶片选用ВТ3-1钛合金和ВТ20钛合金，盘选用ВТ9钛合金。
F110-GE-132，F404，F414发动机外涵机匣采用了树脂基复合材料。
压气机以钛合金和高温合金为主［4 6］。
压气机的前部叶片、盘和机匣多数选用钛合金，后部选用钢、镍铬高温合金或镍基高温合金。
如：F100发动机1 3级盘为钛合金，4级选用PW1016，5，7，9级为高温合金，6，8，10级为In100粉末高温合金；转子叶片1 4级为钛合金，5 10级为高温合金。
又如F110发动机的前3级为钛合金，后6级选用高温合金。
F414发动机的前2级转子选用Ti17，后5级选用In718。
燃烧室以镍基或钴基高温合金为主。
AL31F 发动机机匣选用ЭП708高温合金，火焰筒选用ЭП648镍基（高铬含量）高温合金。
F100发动机选用Haynes 188钴基高温合金，F110，F404和F414发动机则选用Hastelloy X 镍基高温合金。
涡轮叶片最初主要选用空向凝固镍基高温合金第6期先进材料在战斗机发动机上的应用与研究趋势加热障涂层，后来更多选用单晶高温合金加热障涂层；盘最初主要选用镍基高温合金［4 6］，后来更多选用粉末高温合金。
如：AL31F发动机高压涡轮工作叶片和导向叶片选用ЖС6У镍基高温合金，涡轮盘选用ЭП742镍基高温合金或粉末高温合金，机匣选用ЭП708。
F100-PW-220和F100-PW-229发动机涡轮转子叶片选用PW1480或PW1484单晶高温合金表层沉积热障涂层，盘选用In100粉末高温合金。
F110发动机高压涡轮转子叶片选用ReneN5单晶合金表层沉积热障涂层，低压涡轮第1级转子叶片选用Rene125，盘选用Rene95或Rene88DT粉末高温合金；第2级转子叶片选用Rene80，盘选用In718。
加力燃烧室多选择用高温合金［4 6］。
AL31F，F100，F414分别选用ЭП199高温合金、带陶瓷涂层的Haynes188和Hastelloy X高温合金。
喷管外壳选用钛合金，其余选用镍基高温合金。
1．2第4代战斗机发动机20世纪80年代中期以来，美国PW和GE公司开始研制F119，F135，F136等第4代战斗机发动机。
这代发动机的推重比提高到9．0 10．0、涡轮进口温度提高到1800 1950K［3］。
为了满足这些极具挑战的要求，钛合金用量更高，树脂基复合材料开始大量使用，新型阻燃钛合金、单晶镍基合金和更耐高温的陶瓷基复合材料应用到发动机部件上，独特的冷却技术（如：Lamilloy结构、超级冷却和铸冷等）也应用在发动机上。
下面为第4代战斗机发动机典型部件的用材情况。
外涵机匣均为树脂基复合材料。
F119发动机选用PMR-15基复合材料。
风扇多为全钛结构，F119和F135都采用实心结构，而F136发动机第1级风扇转子叶片选用空心结构；最为特殊的F135发动机第1级空心静子叶片采用树脂基复合材料［4 6］。
高压压气机转子前几级采用钛合金，后几级采用高温合金；静子叶片选用高强度阻燃钛合金或高强度镍基高温合金，F119发动机采用高强度阻燃钛合金Alloy C，F135和F136发动机的前部采用钛合金，后部分别采用高温合金。
F135发动机的3号轴承可能选用氮化硅掺杂陶瓷材料。
燃烧室火焰筒主要为镍基高温合金并涂覆陶瓷热障涂层，F119发动机和F135发动机采用了浮动壁结构，而F136发动机采用了Lamilloy结构。
涡轮转子叶片采用第2代单晶镍基高温合金并沉积热障涂层；静子叶片采用第2代单晶合金或陶瓷，如F135发动机120个导向器叶片选用陶瓷，F136发动机选用Lamilloy结构的单晶镍基合金；盘选用粉末合金或镍基高温合金，如F119发动机采用双重热处理的粉末高温合金；隔热支撑环选用低热膨胀合金。
加力燃烧室隔热屏选用镍基高温合金，筒体采用钛合金或高强度阻燃钛合金Alloy C。
喷管主调节片选用高温合金；外调节片为SPECARBINOX A262碳纤维增强的陶瓷基复合材料。
1．3第5代战斗机发动机第5代战斗机发动机是目前准备研制的推重比12 15的小涵道比加力涡扇发动机，将以在空军科技研究计划、IHPTET、AMET、VAATE、UEET等综合性研究计划［7 9］中的先进材料与工艺和在HI-TEMP、TMCTECC、经济型的树脂基复合材料、DOD MANTECH、空军科技等专项研究计划下开发和验证的先进材料为基础。
第5代战斗机发动机风扇和压气机叶片、支板、进气机匣、外涵机匣等低温部件更多地选用树脂（如PMR15、AFR700B等）基复合材料。
低压轴、叶片、整体叶环、壳体结构等中温部件将更多地选用耐温816 982ħ的钛铝金属间化合物和连续纤维增强的金属基复合材料。
燃烧室火焰筒将更多地选用Lamilloy结构的高温合金、耐温1482ħ陶瓷基复合材料和热障涂层；扩压器将更多地选用钛铝金属间化合物；外机匣将更多地选用金属基复合材料。
涡轮叶片将更多地选用镍基单晶高温合金的超冷、铸冷结构、耐温1538 1649ħ纤维增强的陶瓷基复合材料、高温钼基和铌基合金、耐温1093 1371ħ金属间化合物、耐温1149ħ热障涂层；涡轮盘将更多地采用耐高温的粉末合金和纤维增强的陶瓷基复合材料。
加力燃烧室衬套将更多地选用耐1204ħ陶瓷、金属基复合材料、耐温1538ħ碳/碳复合材料。
喷管将更多地选用树脂基复合材料、耐温1093ħ金属间化合物、耐温1371ħ无冷却的非金属材料、陶瓷基复合材料和碳/碳复合材料。
2发展趋势2．1密度降低，强度提高减轻发动机部件的质量对于增大战斗机发动机的推重比非常重要，而其最直接且有效的途径就是采用质量更轻的材料。
因而，随着先进轻质材料的开发成功，战斗机发动机用材正在向低密度与高强度方向发展。
目前，树脂基复合材料（PMC）、金属（特别是33航空材料学报第32卷钛合金）基复合材料（MMC）［10 12］和钛铝金属间化合物逐渐替代钢、钛合金和镍基合金［13，14］用于制造风扇/包容机匣、风扇转子/静子叶片、发动机短舱和反推力装置等低温部件；树脂基复合材料、金属（钛、镍）基复合材料和钛铝/镍铝金属间化合物将替代钛合金和镍基高温合金用于压气机转子叶片、压气机整体叶环、发动机低压轴、压气机静子叶片、机匣、排气喷管作动筒与调节片的连杆等中温部件；新一代高温合金、镍铝金属间化合物、先进热障涂层和陶瓷基复合材料（CMC）［15 17］逐步替代镍基高温合金用于燃烧室、涡轮、加力燃烧室与喷管等高温部件。
这将使战斗机发动机的推重比明显增大。
表1示出了这些先进材料相对被其替代材料的优势。
表1先进材料相对被其替代材料的优势Table1Advantages on advanced materials compared to the original materials Advanced material Original material AdvantagesPolymer matrix composite Metal PMC'density is1．4－2．0g/cm3．Its mechanical property is similar to that of tita-nium．Its specific strength is1．03ˑ106m2/s2．Its specific modulus is1．0－1．5ˑ109m2/s2。
Metal matrix composite Ni-base alloy MMC'density is2．4－3．8g/cm3．It is stronger than titanium alloy in stiffness and strength，and high temperature property is good．Ceramic matrix composite Superalloy CMC'density is2．0－2．5g/cm3．It has high resistance to oxidation，high tem-perature creep and wear，large hardness，small linear expansion coefficient，and good resistance to chemical corrosion．Nickel aluminide Superalloy Nickel aluminide'density is about5．95g/cm3，is only2/3of Ni-base alloy．Its thermal conductivity is higher than Ni-based alloy and has good resistance to oxi-dation and plastic deformation property．Titanium AluminideMiddletemperature alloyTitanium aluminide'density is about4g/cm3，is about1/2of Ni-base alloy．Itsthermal expansion coefficient is similar to that of Ti-base alloy，higher than that ofNi-base superalloy．Its stiffness is better than Ti-base and Ni-base alloy，has highYoung'modulus at higher temperature．Its thermal conductivity is3．5times high-er than that of Ti-based alloy．据GEAE公司报道，TF39发动机采用了386个树脂基复合材料零件，总质量为84．4kg，占发动机总质量的3%，替代了122．6kg的金属零件，零件质量减轻35%，零件费用降低30%；CF6-6和CF6-50发动机采用了285个树脂基复合材料零件，总质量为127．1kg，占发动机总质量的4%，替代了181．6kg 的金属零件，零件质量减轻35%，零件费用降低30%。