固体火箭发动机壳体复合材料发展研究
湖北三江航天集团国营江北机械厂陈刚赵珂肖志红
摘要概述了国内外固体火箭发动机用先进复合材料技术研究、开发和应用现状及特点，总结了用于固体火箭发动机壳体的先进复合材料是发展先进武器装备的物质基础，同时，高性能导弹武器系统的发展和客观需求又是促进先进复合材料发展的动力。
关键词固体火箭发动机壳体先进复合材料
１ 引言
固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则：
a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标；
b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度；
c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小；
d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。
评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和尺度。60年代以前一直沿用航空材料常用的比强度和比模量作为主要衡量指标。70年代以后，考虑到固体发动机是一种高压容器，选用反映材料容器效率的容器特性系数PV/W作为衡量指标。
目前为止，发动机壳体材料大体经历了四代发展过程，第一代为金属材料；第二代为玻璃纤维复合材料；第三代为有机芳纶复合材料；第四代为高强中模碳纤维复合材料。
２ 金属材料
固体火箭发动机常用的金属材料是拉伸强度在1470～1961MPa范围内的超高强合金钢。法国M4导弹的401发动机壳体材料用40CDV20模具钢；美国“北极星A1”的发动机壳体用材是M-255钢；“民兵Ⅰ”的发动机和航天飞行助推器的壳体用材是D6AC钢。这些材料的比强度一般为2.0km左右。我国的固体发动机壳体用材广泛采用30CrMnSiA、32SiMnMoV及D406A等超高强度低合金钢。钛合金钢也是壳体常用材料，它尤其适合直径不太大、容器效率要求高的末级发动机。美国“民兵Ⅱ”第二级和“星系”发动机都用Ti-6Al-4V合金壳体。
表１ 几种壳体材料的容器效率
材料PV/Wkm-1
高强度钢5～8
钛合金7～11
玻璃钢12～19
Kevlar49/环氧20～35
碳纤维/环氧30～52
金属材料强度高、模量大、各向同性，在设计和应用方面都有成功的经验，但其密度大、加工较难、容器特性系数低(见表1)，而不能满足战
收稿日期：2003-07-17
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略导弹的要求，因此，战略导弹的用材重点转向复合材料。
３ 纤维缠绕复合材料
利用纤维缠绕工艺制造固体发动机壳体是近代复合材料发展史上的一个重要里程碑。这种缠绕制品除了具有复合材料共有的优点外，由于缠绕结构的方向强度比可根据结构要求而定，因此可设计成能充分发挥材料效率的结构，其各部位载荷要求的强度都与各部位材料提供的实际强度相适应，这是金属材料所做不到的。因此这种结构可获得同种材料的最高比强度，同时它还具有工艺简单、制造周期短、成本低等优点。
3.1 玻璃纤维复合材料
固体火箭发动机壳体使用的第一代复合材料是玻璃纤维复合材料。第一个成功的范例是20世纪60年代初期的“北极星A2”导弹发动机壳体，它比“北极星A1”的合金钢壳体重量减轻了60%以上，成本降低了66%。
近年来我国玻璃钢壳体的研制也取得了重大进展。尤其采用国内2#玻璃纤维/环氧树脂复合材料的壳体已成功地应用于多种发动机。资料表明，国内已成功应用于型号发动机的玻璃钢壳体与目前法国M4导弹的402V发动机壳体水平相当，但比最先进的“海神”导弹发动机壳体的复
合强度约低10%。
然而，玻璃钢虽然具有比强度较高的优点，但它的弹性模量偏低，仅有0.6×105MPa(单向环)。
这是由于复合材料中提供主要模量分数的高强2#玻纤的弹性模量太低（0.85×105MPa，只是钢的2/5）的缘故，这一缺点引起发动机工作时变形量大，其应变一般为1.5%，甚至更大，而传统的金属壳体的应变一般小于0.8%。这样大的变形量会给导弹总体带来很多不利因素；为了保证壳体的结构刚度，不得不增加厚度，从而造成强度富裕，消极重量增加等。
3.2 芳纶复合材料
为了满足高性能火箭发动机的高质量比要求（战略导弹发动机质量比要求在0.9以上，某些宇航发动机的质量比已达到0.94），必须选用同时具有高比强度和高比模量的先进复合材料作为壳体的第二代材料，逐步取代玻璃纤维复合材料，60年代，美国杜邦公司首先对芳纶纤维进行了探索性研究，1965年获得突破性进展。其研制的“芳香族聚芳酰胺”高性能纤维（商品名为Kevlar）于1972年开始了工业化生产。继美国杜邦公司开发芳纶纤维之后，俄罗斯、荷兰、日本及中国等也相继开发了具有各自特色的一系列芳纶纤维。表2列出了几种典型的航天用芳纶纤维力学性能。
表２ 芳纶纤维的主要力学性能
国别纤维名称密度/kg?m-3拉伸强度/MPa 拉伸模量/GMPa 断裂延伸率/% 纤维直径/μm
中国芳纶Ⅰ
芳纶Ⅱ
1465
1446
2872
3359
176
121
1.8
2.85
美国Kevlar－49
Kevlar－129
Kevlar－149
1450
1440
1470
3620
3380
3450
120
83
172～180
2.5
3.3
1.8～1.9
11.9
12
12
荷兰TWARON 1440 3150 80 3.3 12 日本TECHNORA 1390 3000 70 4.4 12
俄罗斯APMOC
CBM
1450
1450
4116～4905
3920～4120
142.2
127～132
3～3.5
3.5～
4.5
14～17
12～15
芳纶纤维及其树脂基复合材料的问世，立即引起航空和导弹专家们的高度兴趣。70年代初，美国将Kevlar49纤维增强环氧基复合材料成功地应用于固体导弹“三叉戟Ⅰ（C3）”的第一、
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二、三级发动机，至70年代末，美国又将Kevlar 49纤维增强环氧基复合材料应用于洲际导弹MX，其发动机壳体采用Kevlar49纤维/HBRF 缠绕结构，壳体由18个螺旋缠绕循环和51个环向缠绕循环构成。还有最新的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第三级发动机也是由Kevlar49复合材料壳体制成，特别是美国新的战术导弹“潘新Ⅱ”两级发动机都是Kevlar49复合材料壳体。还有前苏联的SS20、SS24和SS25导弹各级发动机均采用APMOC纤维/环氧复合材料。
国内结合高质量比的固体发动机预研工作，也开展了芳纶复合材料的应用研究。从1980年开始，利用进口的Kevlar49纤维进行了浸胶复丝的力学性能测试研究，与芳酰胺纤维相容性好的高性能树脂基体配方和预浸工艺研究，单向环、Φ150小容器和Φ480模拟容器的缠绕和性能测试；并在这些基础上结合设计部门的结构试验，开展了直径1m和2m的模样发动机壳体材料工艺试验，研究资料表明：对于相同尺寸的发动机壳体，Kevlar49与高强2#玻璃纤维相比，Kevlar49复合材料容器效率提高近1/3，重量减轻1/3以上，同时，Kevlar49与高强2#玻璃纤维相比，Kevlar49复合材料容器环向应变减少35%，纵向应变减少26.4%，轴向伸长减少30.7%，径向伸长减少33.8%，其刚度大为提高。
3.3 碳纤维复合材料
80年代以来，碳纤维在力学性能方面取得重大突破，它的比强度、比模量跃居各先进纤维之首。固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度、比模量和断裂应变。拉伸模量为265～320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为 1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料，因而近年来各国都在大力开发高强中模碳纤维。表3列出了几种典型的航天用高强中模碳纤维力学性能。
表３ 高强中模碳纤维的主要力学性能
国别纤维名称密度/kg?m-3拉伸强度/GPa 拉伸模量/GMPa 断裂延伸率/% 纤维直径/μm 台湾TC06K33 1.8 3.45 230 —7.0
美国T40
IM7
1.81
1.77
5.65
5.3
290
303
1.8
1.8
5.1
5.0
日本T300
T700
T1000
1.75
1.8
1.8
3.53
4.9
6.37
235
230
294
1.5
2.1
2.2
7.0
－
—
碳纤维复合材料壳体PV/W值是K49/环氧的1.3～1.4倍，可使壳体重量再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。如美国最新的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM7碳纤维/环氧复合材料。
另外，碳纤维复合材料还具有有机纤维/环氧所不及的其它优良性能：比模量高，热胀系数小、尺寸稳定性好，层间剪切强度及纤维强度转化率都较高，不易产生静电聚集，使用温度高、不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能。另外，目前最有希望解决未来发动机飞行生存能力的基本材料，预计用高性能碳纤维，加上多功能基体通过特种工艺技术途径，有可能使“三抗”结构材料成为现实。
虽然，CFCM的研究和应用，也有较长的历史。但是，CFCM在火箭发动机壳体上的实际应用仍然是空白。长期以来，三江航天集团公司非常重视型号预研工作，积极参与新型号的竞争，新中标的某型号在战术指标上较以前的型号有了很大的突破，其中动力系统采用两级发动机。根据发动机初步论证结果，二级发动机壳体如采用金属材料，因其比强度、比模量低将严重制约产品战术指标的提高，因此，二级发动机采用纤维缠绕壳体已成为必然趋势。另外，根据我集团公司2020年前的导弹武器发展规划，其中发动
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机质量比要求在0.92以上，要达到如此高的技术指标，在发动机壳体方面则必须进行高性能发动机壳体碳纤维复合材料的研究。
４ 树脂基体
基体在复合材料中不仅起包裹增强材料并把它们粘合在一起的作用，而且具有支撑和稳定又细又长的纤维柱，防止它们相互滑移和磨损的作用。当复合材料受载时，基体还起到传递载荷和均衡载荷的作用。同时复合材料的耐高温、耐腐蚀、耐辐射、耐气候、耐火焰、耐老化等与环境有关的性能，也和树脂基体密切相关。
纤维缠绕复合材料中，纤维尽管承受着主要载荷，但在纵向压缩、横向拉伸与压缩、剪切等载荷作用下，树脂也起着重要的作用。甚至复合材料的许多力学性能是由树脂支配的，如层间剪切强度和模量、压缩强度及纵向弯曲强度等。这些性能的高低明显影响发动机壳体对内、外载荷的承受能力。因此要提高复合材料性能，除了选用高强度高模量纤维外，为了充分发挥纤维的固有潜能，以及改进材料的综合性能，还必须选用与纤维（含表面状态）相容性好、能有效而均匀地传递载荷、又具有优异综合性能的树脂基体。对于纤维缠绕用的树脂，当然还需满足湿法缠绕或预浸纱带成型工艺的要求。
目前常用树脂基体为双酚A型环氧树脂，其分子结构中，含有羟基和醚键，随着固化反应的进行，将进一步生成更多的羟基和醚键，羟基和醚键的存在使固化后的产物有较高的内聚力，而且与被粘物表面可产生很强的粘附力。由于其分子结构中含有硬链节，因而，固化收缩率比较低，内应力比较小，但耐热性较差。
TDE85（1，2－环氧环已烷－4.5—二甲酸二缩水甘油酯）环氧树脂是一种三官环氧基的树脂，它集脂环族环氧树脂与甘油脂环氧树脂的特性于一身。
在脂环族环氧树脂中，环氧基直接依附在脂环骨架上，具有结构紧密的特点，固化产物热变形温度较高，在150～200℃范围内热稳定性良好，此外，脂环族环氧树脂基体的机械性能和耐大气老化性能都很突出。
缩水甘油酯型环氧，具有粘度低、活性高的特点，作为胶粘剂使用，其粘接强度大，耐候性良好。
美国最近在研究芳纶和碳纤维缠绕壳体时，还探讨了几种新配方：膨胀型树脂、低密度树脂、亚胺改性环氧树脂和环氧改性聚酰亚胺树脂(PI)，特别是增韧的双马来酰亚胺(BMI)树脂系统。
膨胀型树脂的膨胀率约在1.6%左右，它可以改进树脂和增强纤维间的粘接力，减少壳体的固化应力、冷却应力、气孔率和收缩率。
亚胺改性环氧树脂是美国NASA组织开发的，它是将低聚合度的环氧树脂与新合成出来的酰胺—亚胺反应，环氧树脂中引入亚胺基，提高耐热性。用此以改性树脂为基体制得的复合材料，强度和韧性均有较大提高，拉伸强度提高43%，剪切强度提高1.5倍。
环氧改性聚酰亚胺树脂韧性好，高温粘结强度高，可以低压短周期固化，且无气体副产品逸出；在高温、高湿下力学性能保持率比环氧树脂高。
此外，近十多年来，国外先后对耐高温的热塑性树脂，如聚苯硫醚（PPS）、聚醚醚酮（PEEK）、聚醚醚砜（PES）等用作复合材料树脂基体，进行了大量的研究工作，从国外树脂基体材料的发展情况看，热塑性聚合物用作复合材料基体材料，在断裂韧性、冲击强度和吸湿等方面都优于热固性类树脂基体，而在耐高温、抗热湿、抗冲击、热稳定性、损伤容限以及吸湿方面又大大优于环氧树脂系统（见表4）。热塑性树脂作为复合材料树脂基体已成为趋势，另外，热塑性树脂基体在熔融、浸渍、模压、编织等工艺中特别是在缠绕工艺中的可行性，为我们研制发动机热塑性复合材料壳体提供了一定的可行性论证依据和各种可供参考的材料性能数据以及工艺参数。
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表４ 几种树脂的基本性能
性能环氧PI PES BMI PPS PEEK 热变形温度／℃200 —219 250 246 300 抗拉强度／MPa 50 93.5 105 62 75 92 弯曲强度／MPa —127 70 138 96.6
169.7 弹性模量／GPa 4.1 — 3.3 — 3.3 3.8 吸水率/% 2 —— 3.3 0.2 0.15 断裂韧性/kJ?m-20.1 1.9 1～2 1 1.4 2
５ 结束语
总观固体发动机的发展历程，不难看出它对复合材料的依赖关系，实际上它的每一步进展都离不开复合材料的开发与应用，同时也可认识到不断研制高性能固体火箭发动机的客观需要是促进复合材料发展和扩大应用范围的动力，两者之间有着不解之缘。所以，发动机先进复合材料的发展，应根据未来发动机的工作环境和结构特点，以及目前有待改进提高的材料工艺技术来开发新材料，并对现有材料存在的问题进行改进，以满足不断发展的高性能发动机对材料的新要求。
参考文献
1 丘哲明主编.固体火箭发动机材料与工艺，宇航工业出版社，1995
2 邱惠忠等. 国外航天材料新进展，宇航材料与工艺，1997，(4)
3 陈明义. 先进复合材料在战略导弹固体发动机上的应用现状与
展望. 宇航材料与工艺，1990，(4)
4 杨传荣. 固体发动机用金属材料的新发展. 固体火箭发动机设
计与研究，1992
5 翁祖祺，陈博，张长发. 中国玻璃钢工业大全. 国防工业出版
社，1992
作者简介
陈刚(1974-)，男(汉族)，青海人，工
程师；研究方向：复合材料、固体
火箭发动机壳体制造技术。
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(上接第51页)
2.3 磨头工装的使用方法
加工时磨头与工件面接触，珩磨条对内孔表面磨削力较大，珩磨速度高产生大量磨削热，所以必须采用润滑冷却液。
首先打开循环冷却液开关，使长管内充满冷却液，调整磨头工装主体尾部的螺母，使珩磨砂条外圆刚好贴紧内孔表面。此时开动机床，使长管快速旋转及高速移动磨头工装。磨头工装与镗杆连成一体，由镗杆挂高速走刀带动磨头工装移动，镗杆推着磨头工装从长管的右端运行到左端，再回到右端。通过往复一次研磨内孔后，消除了长管壳体内孔的波纹缺陷，并保证内孔尺寸在公差范围之内，从而解决了生产难题。３ 结束语
利用深孔镗床，通过设计制造可调外圆磨头工装，对镗加工过的深孔进行磨削，消除了镗孔后造成的表面波纹和鱼鳞坑。用这一方法加工长管壳体Ф89系列内孔有一定独创性，在实际使用中效果显著，尤其保证同轴度比其它方法好，保证了产品质量。利用磨头工装在深孔镗床上磨长孔的方法，可以推广到类似长管零件的加工中。
参考文献（略）
航空发动机涡扇叶片及其成形工艺 涡扇发动机具有耗油率低、起飞动力大、噪音低和迎风面积大等特点。60年代中期，它只应用于客机和轰炸机，当时人们普遍认为，它很难在高速歼击机上应用。自70年代以来，带加力的高推比涡扇发动机的相继问世，使战斗机的性能提高到了一个新的水平，从而彻底改变了人们对涡扇发动机的偏见。90年代中期，又为第四代战斗机成功研制了推重比10带加力的涡扇发动机。与此同时，为满足发展巨型、远程运输机、宽机身客机的需要，国外先进的发动机厂家又研制成功了大推力、低耗油率、大流量比的涡扇发动机。时至今日，涡扇发动机已是应用数量最多、范围最广和最有发展前景的航空发动机。 风扇叶片是涡扇发动机最具代表性的重要零件，涡扇发动机的性能与它的发展密切相关。初期的风扇叶片材料为钛合金，具有实心、窄弦、带阻尼凸台结构。现今，风扇叶片在材料、结构方面已改进许多。为了增强刚性，防止振动或颤振，提高风扇叶片的气动效率，用宽弦结构代表了窄弦、带阻尼凸台结构；为了减轻重量，用夹芯或空心结构取代了实心结构；为了增大流量比，提高大推力涡扇发动机推进效率，风扇转子直径已增大到了3242mm，风扇叶尖速度已高达457m/s。而这些材料新、叶身长、叶弦宽、结构复杂的风扇叶片的成形工艺是非常复杂的。因此，风扇叶片的成形工艺始终是涡扇发动机的关键制造技术之一。 1早期风扇叶片 早期风扇叶片为大尺寸实心结构，为防止共振及颤振，它的叶身中部常带有一个阻尼凸台(又称减振凸台)。所有叶片的凸台连成一环状，既增强了刚性又改变了叶片固有频率，减小了叶根弯曲和扭转应力。阻尼凸台接合面喷涂有耐磨合金，当叶片振动时，接合面相互摩擦可起阻尼作用。阻尼凸台一般位于距叶根约整个叶片长度的50%～70%处。阻尼凸台的存在带来一系列问题，如：由于它的存在及它与叶身连接处的局部加厚，使流道面积减少约2%，使空气流量降低，造成气流压力损失，使压气机效率下降，发动机耗油率增加；增加了叶身重量，使叶片离心力负荷加大；使叶片制造工艺更加复杂。在有些风扇叶片上，为了增强抗外物撞击损伤能力，叶身上除了阻尼凸台以外，还有较厚的加强筋。 CFM56-3和CFM56-5发动机风扇转子直径约1700mm，风扇叶片长约600mm，由整体钛合金锻件经机械加工而成。风扇叶片毛坯先镦锻出叶根和阻尼凸台，经预锻成形，再精锻、切边。叶身成形可用数控铣、数控仿形磨、电解加工和抛光等工艺。随着叶片批量生产的增加，应尽量采用精锻法生产出钛合金风扇叶片的锻坯，以提高材料的利用率，减少机械加工工作量和提高风扇叶片的使用寿命。但生产这样大的风扇叶片精锻毛坯，需要使用昂贵的高精度的万吨级机械压力机或螺旋压力机，所需模具的尺寸大、精度也高。因此，精锻工序的成本很高。4钛合金宽弦无凸台空心风扇叶片5高韧性环氧复合材料风扇叶片
摘要 摘要 本论文着重论述了涡轮叶片的故障分析。首先引见了涡轮叶片的一些根本常识；对涡轮叶片的结构特点和工作特点进行了详尽的论述，为进一步分析涡轮叶片故障做铺垫。接着对涡轮叶片的系统故障与故障形式作了阐明，涡轮叶片的故障形式主要分为裂纹故障和折断两大类，通过图表的形式来阐述观点和得出结论；然后罗列出了一些实例（某型发动机和涡轮工作叶片裂纹故障、涡轮工作叶片折断故障）对叶片的故障作了详细剖析。最后通过分析和研究，举出了一些对故障的预防措施和排除故障的方法。 关键词：涡轮叶片论述，涡轮叶片故障及其故障类型，故障现象，故障原因，排除方法
ABSTRACT ABSTRACT This paper emphatically discusses the failure analysis of turbine blade.First introduced some basic knowledge of turbine blades;The structure characteristics and working characteristics of turbine blade were described in she wants,for the further analysis of turbine blade failure Then the failure and failure mode of turbine blades;Turbine blade failure form mainly divided into two major categories of crack fault and broken,Through the graph form to illustrate ideas and draw conclusions ;Then lists some examples(WJ5 swine and turbine engine blade crack fault,turbine blade folding section)has made the detailed analysis of the blade.Through the analysis and research,finally give the preventive measures for faults and troubleshooting methods. Key words: The turbine blades is discussed，turbine blade fault and failure type，The fault phenomenon，fault caus，Elimination method
高性能基体树脂和复合材料增韧新途径前言:材料复合化是新材料技术的重要发展趋势之一。所谓高性能复合材料，是指具有高比模量、高比强度、优异的耐高温性能及多功能的复合材料。高性能复合材料主要以高性能纤维为增强体的复合材料为主，基体树脂作为高性能复合材料的重要组成部分，其性能及成本对高性能复合材料的设计、制备、性能、加工具有重要意义。 目前通用的高性能树脂基体通常可以分为两大类：热塑性和热固性树脂。高性能热固性树脂是目前使用最广泛的先进复合材料基体，其复合材料具有优异的力学性能，可在恶劣的环境下长期使用。环氧树脂是聚合物基复合材料中应用最广泛的基体树脂之一。EP是一种热固性树脂，具有优异的粘接性、耐磨性、力学性能、电绝缘性能、化学稳定性、耐高低温性，以及收缩率低、易加工成型、较好的应力传递和成本低廉等优点。但环氧树脂固化后交联密度高，呈三维网状结构，存在内应力、质脆、耐疲劳性、耐热性、耐冲击性差等不足，以及剥离强度、开裂应变低和耐湿热性差等缺点，加之表面能高，在很大程度上限制了它在某些高技术领域的应用。因此，对环氧树脂的增韧研究一直是人们改性环氧树脂的重要研究课题之一。 一、高性能基体树脂及其复合 1. 高性能基体树脂 材料是先进科技发展的重要物质基础，以高科技含量的航空航天领域为例，新型航空、航天飞行器的诞生往往建立在先进新材料研制的基础上，航空、航天飞行器性能的突破很大程度上受到材料发展水平的制约[1]。高性能树脂基复合材料以其轻质、高比强、高比模、高耐温和极强的材料一性能可设计性而成为发展中的高技术材料之一，其在航空、航天工业中的应用也显示出了独特的优势和潜力，是航空、航天材料技术进步的重要标志。 目前通用的高性能树脂基体通常可以分为两大类：热塑性和热固性树脂。 典型的高性能热塑性树脂包括热塑性聚酰亚胺、聚酰胺、聚醚砜、液晶聚酯、聚醚醚酮等。由于高性能热塑性树脂一般具有高的熔点和熔体黏度，作为复合材料基体使用时成型工艺性差，高温使用时易发生蠕变，极大地限制了其作为复合材料基体树脂的使用[2]。
固体火箭发动机壳体用材料综述 摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。 关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型 1 固体火箭发动机简介 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动、可靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。 2 固体火箭发动机壳体用材料 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则[1]： a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和
航空发动机叶片涂层技术 一．涡轮叶片是先进航空发动机核心关键之一 航空发动机被称为现代工业“皇冠上的明珠”，航空发动机是飞机的“心脏”，价值一般占到整架飞机的20%-25%。目前，能独立研制、生产航空发动机的国家只有美、英、法、俄、中5个。但是，无论“昆仑”、“秦岭”发动机、还是“太行”系列，我国航空发动机的水平距离这一领域的“珠穆朗玛”依然存在不小的差距。美、俄、英、法四个顶级“玩家”能够自主研发先进航空发动机。西方四国由于对未来战场与市场的担忧，在航空发动机核心技术上一直对中国实施禁运和封锁。技术难关有很多。本人认为涡轮叶片是先进航空发动机的核心技术之一。 随着航空航天工业的发展，对发动机的性能要求越来越高，要使发动机具有高的推重比和大的推动力，所采用的主要措施是提高涡轮进口温度。国外在20世纪90年代，要求涡轮前燃气进口温度达1850-1950K。美国在IHPTET计划中要求：在海平面标准大气条件下，航空燃气涡轮机的的涡轮进口温度高达2366K。涡轮进口温度的提高要求发动机零件必须具有更高的抗热冲击、耐高温腐蚀、抗热交变和复杂应力的能力。对于舰载机，由于在海洋高盐雾环境下长期服役，要求发动机的叶片的耐腐蚀性更高；常在沙漠上飞行的飞机，发动机的叶片要具有更好的耐磨蚀。 众所周知：镍基和钴基高温合金具有优异的高温力学和腐蚀性
能，广泛用于制造航空发动机和各类燃气轮机的涡轮叶片（blade and vane）。就材质来看：各国的高温合金型号虽各不相同，但就相近成分的高温合金来说，其性能相近（生产工艺方法不同有也造成性能有大的差异）。好的高温合金的使用温度也只有1073K左右，为达到前面所说的要求温度，采用的方法有二：一是制成空心的叶片。空心叶片自20世纪60年代中期出现以来，经历了对流冷却、冲击冷却、气膜冷却以及综合冷却的发展历程，使进气口温度高出叶片材料约300—500℃，内腔的走向复杂化和细致化。这一步的改进仍难满足需要，且英国发展计划将取消冷却。二是涂层，常进行多材质多层次涂层。 PVT公司研究表明：军用直升机上的发动机叶片采用涂层，在沙漠上飞行，寿命可提高3倍左右，不仅大大降低了制造发动机叶片的成本，同时也使飞机的维护时间延长了两倍。 二．涡轮叶片的涂层 高温合金的生产方法或晶形结构对产品的性能是有很大影响的，如图1所示，GE公司20年前开始采用单晶高温合金制作战机用发 Fig.1 Comparative preperties of polycrystal,columnar and single-crystal superallys
树脂基复合材料低成本技术 摘要：树脂基复合材料因其比强度高、比模量大而广泛的应用于航空航天等领域。然而其高昂的价格仍然是限制树脂基复合材料广泛应用的一大障碍。目前，已经有多国学者针对树脂基复合材料低成本化进行了研究，并取得了部分积极成果。本文主要介绍了几种低成本制造技术，如自动铺放技术、低温成型预浸料技术、电子束固化技术、液体成型技术以及树脂模渗透成型（RFI）技术。 关键词：树脂基复合材料低成本技术 前言 与传统金属材料相比，复合材料具有密度低、比强度和比模量高、可设计性强、抗疲劳性能好、耐腐蚀性能好和结构尺寸稳定性好等优点，在航空航天领域获得了广泛的应用。从20世纪70 年代开始，复合材料就首先在军用飞机上少量使用，到了80 年代已在民用飞机上进行了试用。应用基本是从非承力结构到次承力结构最后到主承力结构，从部位来说是从尾翼到机翼最后到机身。随着技术的不断成熟，复合材料在飞机上的用量越来越多，减重效果也越来越明显[1]。 长期以来，限制复合材料在飞机上扩大应用的原因主要有2个：一是技术成熟度没有金属高；二是复合材料成本太高，复合材料构件的成本远远高于铝合金构件。要想扩大复合材料在航空上的应用，就必须降低复合材料的成本。本文旨在介绍几种复合材料低成本制造技术的发展现状，如自动铺放技术、低温成型预浸料技术、电子束固化技术、液体成型技术以及树脂模渗透成型（RFI）技术。 一、自动铺放技术 用于航空航天器的先进复合材料构件主要采用热压罐成型技术制造。自动铺放是替代预浸料人工铺叠，提高质量和生产效率的重要手段。根据预浸料形态，自动铺放可分为自动铺带[2-3]与自动铺丝[4-5]两类：自动铺带(Tape laying)采用有隔离衬纸单向预浸带(25-300 mm)，多轴机械臂(龙门或卧式)完成铺放位置定位，铺带头自动完成预浸带输送剪裁、加热铺叠与辊压，整个过程采用数控技术自动完成（图1a所示）；自动铺丝(Fiber placement)采用多束(最多可达32根)预浸纱/分切的预浸窄带(3-25 mm)，分别独立输送、切断，由铺丝头将数根预浸纱在压辊下集束成为一条宽度可变的预浸带(宽度通过控制预浸纱根数调整)后铺放
ARTICLES 学术论文 引言 航空发动机的设计、材料与制造技术对于航空工业的发展起着关键性的作用，先进的航空动力是体现一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。随着航空科技的迅速发展，面对不断提高的国防建设要求，航空发动机必须满足超高速、高空、长航时、超远航程的新一代飞机的需求。 近年来，航空工业发达国家都在研制高性能航空发动机上投入了大量的资金和人力，实施一系列技术开发和验证计划，如“先进战术战斗机发动机计划（ATFE ）”、“综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET ）计划”及后续的VAATE 计划、英法合作军用发动机技术计划（AMET ）等。在这些计划的支持下，美国的F119、欧洲的 EJ200、法国的M88和俄罗斯的AL-41F 等推重比10 一级发动机陆续问世。 为了提高发动机的可靠性和推力，先进高性能发动机采用了大量新材料，且结构越来越复杂，加工精度要求越来越高，对制造工艺提出了更高的要求。而且，在新一代航空发动机性能的提高中，制造技术与材料的贡献率为 50%~70%，在发动机减重方面，制造技术和材料的贡献率占70%~80%，这也充分表明先进的材料和工艺是航空发动机实现减重、增效、改善性能的关键。 1 航空发动机的材料、结构及工艺特点 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，航空发动机普遍采用轻量化、整体化结构，如整体叶盘、叶环结构。钛合金、镍基高温合金，以及比强度高、比模量大、抗疲劳性能好的树脂基复合材 先进航空发动机关键制造技术研究 黄维，黄春峰，王永明，陈建民 （中国燃气涡轮研究院，四川 江油 621703） Key manufacturing technology research of advanced aero-engine HUANG Wei ，HUANG Chun-feng ，WANG Yong-ming ，CHEN Jian-min （China Gas Turbine Establishment ，Jiangyou 621703，China ） Abstract ：This paper describes the features of aero-engine material ，structure and technology ，and then ，development status and trend of key manufacturing technology for advanced aero-engine was analyzed. Finally ，the development of advanced aero-engine manufacturing technology in China is introduced and some proposals are put forward. Key Words ： aero-engine ，manufacturing ，summarization 作者简介： 黄维（1982—），男，四川仁寿人，中国燃气涡轮研究院助理工程师，主要从事工艺技术研究。E-mail ：huangwei611@https://www.doczj.com/doc/b03955118.html,
航空发动机叶片材料及制造技术现状 在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件，并被誉为“王冠上的明珠”。涡轮叶片的性能水平，特别是承温能力，成为一种型号发动机先进程度的重要标志，在一定意义上，也是一个国家航空工业水平的显著标志【007】。 航空发动机不断追求高推重比，使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求，因而国外自7O年代以来纷纷开始研制新型高温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料；单晶高温合金已经发展到了第3代。8O年代，又开始研制了陶瓷叶片材料，在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。 1 航空发动机原理简介 航空发动机主要分民用和军用两种。图1是普惠公司民用涡轮发动机主要构件；图2是军用发动机的工作原理示意图；图3是飞机涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布；图4是罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布；图5为航空发动机用不同材料用量的发展变化情况。 图1 普惠公司民用涡轮发动机主要构件 图2 EJ200军用飞机涡轮发动机的工作原理
图3 商用涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布 图4 罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布 图5 航空发动机用不同材料用量的变化情况
1变形高温合金叶片 1.1 叶片材料 变形高温合金发展有50多年的历史，国内飞机发动机叶片常用变形高温合金如表1所示。高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。 1.2 制造技术 生产工艺。变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辊压成形的。模锻叶片主要工艺如下： （1）镦锻榫头部位； （2）换模具，模锻叶身。通常分粗锻、精锻两道工序；模锻时，一般要在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面之阻力，以利于金属变 形流动； （3）精锻件，机加工成成品； （4）成品零件消应力退火处理； （5）表面抛光处理。分电解抛光、机械抛光两种。 常见问题。模锻叶片生产中常见问题如下： （1）钢锭头部切头余量不足，中心亮条缺陷贯穿整个叶片； （2） GH4049合金模锻易出现锻造裂纹； （3）叶片电解抛光中，发生电解损伤，形成晶界腐蚀； （4） GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。 发展趋势。叶片是航空发动机关键零件．它的制造量占整机制造量的三分之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。
航空预浸料- 热压罐工艺复合材料技术应用概况 发布时间：2011-11-23 15:34:27 先进复合材料自问世以来，由于其轻质、高强、耐疲劳、耐腐蚀等诸多优势，一直在航空材料领域得到重视。随着近几十年来的发展，尤其是最近10年在大型飞机上井喷式的应用，先进复材料已经证明了其在未来航空领域的重要地位，它在飞机上的用量和应用部位也已经成为衡量飞结构先进性的重要标志之一[1] 如目前代表世界最先进战机的美国F-22 和F-35，其复合材料占机结构重量达到了26%（F-22 机身、机翼、襟翼、垂尾、副翼、口盖、起落架舱门；F-35 机身翼进气道、操纵面、副翼、垂尾），欧洲EF-2000 战机更是达到了35%~40%（机翼、垂尾、方向舵[2] ；民机领域的两大巨头波音和空客，在其最新型的大型客机波音787、A350XWB 机型中，大幅使用复合材料，分别达到50% 和52%[3],在机身主承力结构中，除一些特殊需要外，基本上实现了全复合材料化。 从当前的复合材料应用来看，航空复合材料具备以下几个方面的特点：在材料方面，飞主承力结构应用高韧性复合材料；在工艺方面，呈现出以预浸料- 热压罐工艺为主，积极开发液体成型工艺及其他低成本成型工艺的态势，对复合材料构件的制造综合考虑性能/ 成本因机[4]设计理念的广泛认知，复合材料已逐渐在主承力结构上站稳了脚跟，而且，为了进一步将复合材料的优点充分发挥，飞机结构设计越来越趋向于整体化和大型化。复合材料在主承力结构上的应用技术是体现航空复合材料水平及应用程度的重要标志。目前复合材料主承力构件仍是以预浸料- 热压罐工艺为主。基于此，本文旨在介绍目前与航空预浸料- 热压罐工艺相关的复合材料技术。 主承力结构用预浸料 1 高性能复合材料体系 “计是主导，材料是基础，工艺是关键”[5]复合材料的制造技术与材料的发展息息相关。航空预浸料-热压罐工艺高性能复合材料到目前已经历了3个阶段。 第一阶段的复合材料采用通用T300 级碳纤维和未增韧热固性树脂，具有明显的脆性材料特征，主要用于飞机承力较小的结构件。第二善，应用范围扩大到垂尾、方向舵和平尾等部件。第三阶段的复合材料为高韧性复合材料，其应用扩大到机材料应用于飞机主承力结构，波音公司首先提出了高韧性复合材料预浸料标准BMS8-276，概述了主承力结构复合材料性能目标，并提出采用冲击后压缩强度
1.课程属性 火箭武器专业（即武器系统与工程专业的火箭弹方向）的专业课程体系包括固体火箭发动机气体动力学、固体火箭发动机原理、火箭弹构造与作用、火箭弹设计理论和火箭实验技术。“固体火箭发动机气体动力学”属于专业基础课，是该专业的先修课程。 2.为什么要学习固体火箭发动机气体动力学课程 固体火箭发动机的工作过程是由推进剂燃烧和燃气流动构成的，燃气流动既是燃烧的直接结果，也是固体火箭发动机产生推进动力所需要的。因此，燃气流动是“固体火箭发动机原理”的重要组成部分。 “固体火箭发动机原理”课程将固体火箭发动机内的流动处理成燃烧室内的零维流和喷管中的一维流，如果不学习本课程，一方面不易理解固体火箭发动机内的流动过程，对学好“固体火箭发动机原理”课程是不利的；另一方面，对毕业后继续深造的学生而言，缺乏必要的气体动力学知识，难以深入开展本学科领域的基础理论研究，而本科毕业后直接从事固体火箭研制工作的学生将难以利用先进的计算工具进行工程设计与性能分析，不能适应时代发展和技术进步的要求。通过“固体火箭发动机气体动力学”课程的学习，学生既可以结合固体火箭发动机中的燃气流动问题，系统了解和掌握气体动力学的基本理论和计算方法，构建起完备的专业知识结构，同时也为学好后修课程奠定了坚实的理论基础，提高解决固体火箭发动机设计、内弹道计算、性能分析等实际工程技术问题的能力。 3.“固体火箭发动机气体动力学”的知识结构 把握课程的知识结构是学好“固体火箭发动机气体动力学”的前提。本课程由三个知识模块组成，即气体动力学基础知识、固体火箭发动机中一维定常流动和激波、膨胀波与燃烧波。 （1）气体动力学模块（14学时） 该模块由教材的第一至第三章组成，是相对独立、自成系统的知识模块，目的是建立起基本的气体动力学系统知识，为学习第二个知识模块奠定必要的气体动力学理论基础。该模块的主要知识点为 ?课程背景 ?流体与气体，气体的输运性质，连续介质假设，热力学基本概念与基础知识：系统，环境，边界，状态，过程，功，热量，焓，比热 比，热力学第二定律，理想气体，等熵过程方程，气体动力学基本 概念：控制体，拉格朗日方法，欧拉方法，迹线，流线，作用在流 体上的外力，扰动 ?拉格朗日方法与欧拉方法的关系，连续方程，动量方程，能量方程，熵方程 ?流动定常假设，一维流动假设，一维定常流的控制方程组，伯努利方程，气流推力，声速，对数微分，马赫数，马赫锥，理想气体一 维定常流的控制方程组，滞止状态，滞止过程，滞止参数，动压， 气体可压缩性，临界状态，最大等熵膨胀状态，速度系数，气体动 力学函数 （2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块（8学时） 该模块为教材的第四章，是气体动力学知识在固体火箭发动机中的具体应用，分别针对喷管、长尾管、燃烧室装药通道展开讲述，最后简要介绍多驱动势广义一维流动。本知识模块的目的是为学生学习固体火箭发动机原理奠定理论基
发动机叶片 一、发动机与飞机 1.发动机种类 1）涡轮喷气发动机（WP）WP5、WP6、WP7、……WP13 2）涡轮螺桨发动机（WJ）WJ5、WJ6、WJ7 3）涡轮风扇发动机（WS）WS9、WS10、WS11 4）涡轮轴发动机（WZ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ9 5）活塞发动机（HS）HS5、HS6、HS9 2.发动机的结构与组成 燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1～5） 3. 工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡
轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。 热力过程：用p-υ或T-S 图来表示发动机的热力过程： 4. 发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。如： 1） 军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ 、WS 、WP 类发 动机。 2） 强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP 、WS 、HS 类发动机。 3） 军民用直升机装用WZ 类发动机。 二、 叶片 在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，
陶瓷基复合材料增韧机制的研究现状及展望 现代陶瓷材料具有耐高温、硬度高、耐磨损、耐腐蚀及相对密度轻等许多优良的性能。但它同时也具有致命的弱点，即脆性，这一弱点正是目前陶瓷材料的使用受到很大限制的主要原因。因此，陶瓷材料的强韧化问题便成了研究的一个重点问题。陶瓷不具备像金属那样的塑性变形能力，在断裂过程中除了产生新的断裂表面需要吸收表面能以外，几乎没有其他吸收能量的机制，这就是陶瓷脆性的本质原因。人们经过多年努力，已探索出若干韧化陶瓷的途径包括纤维增韧、晶须增韧、相变增韧、颗粒增韧、纳米复合陶瓷增韧、自增韧陶瓷等。这些增韧方法的实施，使陶瓷材料的韧性得到了较大的提高，使陶瓷材料在高温结构材料领域显示出较强劲的竞争潜力。 一陶瓷基复合材料增韧技术 1、纤维增韧 为了提高复合材料的韧性，必须尽可能提高材料断裂时消耗的能量。任何固体材料在载荷作用下（静态或冲击），吸收能量的方式无非是两种：材料变形和形成新的表面。对于脆性集体和纤维来说，允许变形吸收的断裂能也很少。为了提高这类材料的吸能，只能增加断裂表面，即增加裂纹的扩展路径。 纤维的引入不仅提高了陶瓷材料的韧性，更重要的是使陶瓷材料断裂行为发生了根本性变化，由原来的脆性断裂变成了非脆性断裂。纤维增强陶瓷基复合材料的增韧剂之包括基体预压缩应力、裂纹扩展受阻、纤维拔出、纤维桥联、裂纹偏转、相变增韧等。 能用于增强陶瓷基复合材料的纤维种类较多，包括氧化铝系列（包括莫来石）、碳化硅系列、氮化硅系列、碳纤维等，除了上述系列纤维外，目前正在开发的还有BN、TiC、B 4 C等复相纤维。韩桂芳等用浆疗法结合真空浸渗工艺。制备了二维石英纤 维增强多孔Si 3N 4 ·2SiO 2 基复合材料，增加浸渗次数虽不能有效提高复合材料强度， 但却使裂纹偏转因子变小，断裂模式由韧性断裂向脆性断裂转变，断口形貌由纤维成束拔出变成多级拔出。尹洪峰等利用LPCVI技术制备了三维连续纤维增韧碳化硅基复合材料，实验表明复合材料界面相厚度为119mm时，体积密度为2101～2105g/cm3时，用碳纤维T300增韧后的复合材料的弯曲强度为459MPa，断裂韧性为2010MPa/m1/2，断裂功为25170J/m2.国外学者也研究了纤维增强陶瓷材料，并显著的提高了其断裂韧性。 纤维拔出是纤维复合材料的主要增韧机制，通过纤维拔出过程的摩擦耗能，使复合材料的断裂功增大，纤维拔出过程的耗能取决于纤维拔出长度和脱粘面的滑移阻力，滑移阻力过大，纤维拔出长度较短，增韧效果不好，如果滑移阻力过小，尽管纤维拔出长度较长，但摩擦做功较小，增韧效果也不好，反而强度较低。因此，在构组纤维增韧陶瓷基复合材料时，应该考虑:纤维的强度和模量高于基体，同时要求纤维强度具有一定的Weibull分布；纤维与基体之间具有良好的化学相容性和物理性能匹配；界面结合强度适中，既能保证载荷传递，又能在裂纹扩展中适当解离，又能有较长的纤维拔出，达到理想的增韧效果。 2、晶须增韧 陶瓷晶须是具有一定长径比且缺陷很少的陶瓷小单晶，因而具有很高的强度，是一种非常理想的陶瓷基复合材料的增韧增强体。陶瓷晶须目前常用的有SiC晶须， Si 3N 4 晶须和Al 2 O 3 晶须。基体常用的有ZrO 2 ,Si 3 N 4 ,SiO 2 ,Al 2 O 3 和莫来石等。黄政人等采 用30﹪（体积分数）SiC晶须增强莫来石，在SPS烧结条件下材料强度比热压高10﹪
原来航空发动机的这些部位都应用了树脂基复合材料！ 核心提示大型客机的发展是新一代商用航空发动机技 术不断发展的动力，在性能、涵道比、耗油率、制造与维护成本、噪声、长寿命等方面都对新一代航空发动机提出了更高的要求。这也导致国际民用航空发动机市场竞争日趋激烈，航空发动机领域技术发展也愈加迅速。世界航空发动机OEM巨头GE、RR、PW为保持各自市场份额，维持其霸主地位，分别加快推进新一代民用航空发动机研制步伐。以GEnx、PW1000G、Leap-X、Trent1000等为代表的新型大涵道比民用涡扇航空发动机为应对市场发展的挑战，均采用了多项新技术、新材料，以保证其产品的高性能、良好经济性、高可靠性和环保性，这在客观上也为未来大涵道比民用涡扇航空发动机的技术发展确立了新的标准和发展方向，也可以说是为民用涡扇航空发动机设立了新的更高的准入门槛。在不改变目前涡扇航空发动机结构布局的前提下，新材料的应用和新的结构方案是实现航空发动机先进性的重要技术手段。树脂基复合材料以其具有高比强度、比模量、抗疲劳、耐腐蚀、具有可设计性、材料/设计/制造一体性、低成本等一系列优点，已经成为航空发动机设计与制造商所青睐的高性能冷端部件的重要候选材料，并逐渐开始在航空发动机冷端部件、短舱和反推部件上得到应用。什么是树脂基复合材
料树脂基复合材料是以树脂材料为基体、高性能连续纤维为增强材料，通过复合工艺制备而成，具有明显优于原组分性能的一类新材料。目前广泛应用的树脂主要包括环氧树脂、双马树脂和聚酰亚胺树脂，增强纤维主要包括碳纤维、玻璃纤维，工程上更习惯将碳纤维增强复合材料称为先进树脂基复合材料。 发展历程 树脂基复合材料在航空涡扇发动机上的应用研究始于20世纪50年代，经过60余年的发展，GE、PW、RR以及MTU、SNECMA等公司投入了大量精力进行树脂基复合材料研发，取得了很大进展，已经将其工程化应用到现役航空涡扇发动机，并且还有进一步扩大应用量的趋势。 树脂基复合材料在航空发动机上的应用部位树脂基复合材 料的服役温度一般不超过350℃。因此，树脂基复合材料主要应用于航空发动机的冷端。树脂基复合材料在国外先进航空发动机上的主要应用部位如图1所示。 图1 树脂基复合材料在国外先进航空发动机冷端上的主要应用部位风扇叶片发动机风扇叶片是涡扇发动机最具代表性的重要零件，涡扇发动机的性能与它的发展密切相关。据统计，风扇段质量约占发动机总质量的30%～35%，降低风扇段质量是降低发动机质量和提高发动机效率的关键手段，采用更大、更轻的风扇叶片已成为发动机的发展趋势。风扇
航空发动机叶片增材制造调查报告 总体来说，有这样几种可行性方向。 一、工艺方向，包括整体增材制造或者表面增材强化： 1. 整体增材制造：使用3d打印代替传统加工工艺，整体打印。目前可行的3d打印技术包括： FDM：熔融沉积(Fused Deposition Modeling) SLM：选择性激光熔融技术（Selective Laser Melting） SLS：选择性激光烧结成型法（Selective Laser Sintering） DMLS：直接金属激光烧结（Direct Metal Laser Sintering） LMD：激光金属沉积（laser metal deposition） 相比于熔模铸造，增材制造具有的优势多于劣势，因此具有较大研究价值。如何解决增材制造新工艺存在的技术弱点正是需要研究的方向。总结有如下几点： ①强度问题：目前最常用为镍基合金增材，使用何种材料可提升强度？ ②精度问题：粘结剂喷射，然后是适当的烧结和表面处理是一种很有前途的合金制造工艺 [1]，如何进一步提升表面精度？ ③温度问题：3d打印叶片目前只是在常温叶片制造上有一些应用，针对于航空发动机涡轮的耐高温叶片（1400-1700℃）则鲜有研究。需要解决问题包括：除镍基合金外，打印粉末采用何种耐高温材料（金属、非金属、复合材料[2]）？最佳的高温合金打印方法是哪一种？ ④建立模型：建立增材制造叶片的收缩模型、疲劳模型、力学模型等。 2.表面增材强化：使用激光熔覆或等离子喷涂，在已有叶片表面上增加强化散热层，叶片为多层结构。（滕海灏） 二、产品方向，叶片结构智能化和新材料应用。目前叶片结构如下图所示[3]，采用熔模铸造的工艺方案，其优缺点见上表。如前所述，如果采用3d打印工艺加工这种空心叶片结构将会实现多方面的优化。就产品本身而言，可以在如下方面进行研究。
第19卷第4期2009年8月 粉末冶金工业 POWDER MET ALLURGY INDUST RY Vo l .19No .4A ug .2009 收稿日期:2009-03-23 基金项目:江西省教育厅科研基金项目(编号:赣教技字[2007]426号) 作者简介:何柏林(1962-),男(汉),河南安阳人,教授,硕士生导师,主要从事复合材料表面强化研究。 陶瓷基复合材料增韧技术的研究进展 何柏林,孙 佳 (华东交通大学载运工具与装备省部共建教育部重点实验室,江西南昌 330013) 摘 要:本文综述了陶瓷基复合材料的纤维增韧、晶须增韧、相变增韧、颗粒增韧、纳米复合陶瓷增韧、自增韧陶瓷增韧补强的方法、增韧效果及相关的增韧机理。最后,指出了陶瓷基复合材料增韧技术的研究现状和今后的发展方向。 关键词:陶瓷基复合材料;增韧机理;研究进展中图分类号:TQ174.1 文献标识码:A 文章编号:1006-6543(2009)04-0048-06 PROGRESS IN CERAM IC M AT RIX COM POSITE TOUGH ENING TECH NOLOGY HE Bo -lin ,SUN Jia (K ey L abo ra to ry of Convey ance and Equipment ,M inistry o f Education ,East China Jiaotong U niver sity ,Nanchang ,Jiang xi 330013,China ) Abstract :Several methods of toughening ce ramic co mposite such as fibe r to ug hening ,w hisker toughening ,phase transform ation to ug hening ,pa rticle toughening ,ceramic nano -composites toughening and self -toughening are review ed .The related toughening effects and mechanisms are also discussed .Finally ,the research status and direction are pointed out .Key words :ceramic m atrix composite ;toughening m echanism ;research status 现代陶瓷材料具有耐高温、硬度高、耐磨损、而腐蚀及相对密度轻等许多优良的性能。但它同时也具有致命的弱点,即脆性,这一弱点正是目前陶瓷材料的使用受到很大限制的主要原因。因此,陶瓷材料的强韧化问题便成了研究的一个重点问题。陶瓷不具备像金属那样的塑性变形能力,在断裂过程中除了产生新的断裂表面需要吸收表面能以外,几乎没有其它吸收能量的机制,这就是陶瓷脆性的本质原因。人们经过多年努力,已探索出若干韧化陶瓷的途径,包括纤维增韧、晶须增韧、相变增韧、颗粒增韧、纳米复合陶瓷增韧、自增韧陶瓷等。这些增韧方法的实施,使陶瓷材料的韧性得到了较大的提高,使陶瓷材料在高温结构材料领域显示出强劲的竞争潜力。 1 陶瓷基复合材料增韧技术 1.1 纤维增韧 为了提高复合材料的韧性,必须尽可能提高材料断裂时消耗的能量。任何固体材料在载荷作用下(静态或冲击),吸收能量的方式无非是两种:材料变形和形成新的表面。对于脆性基体和纤维来说,允许的变形很小,因此变形吸收的断裂能也很少。为了提高这类材料的吸能,只能是增加断裂表面,即增加裂纹的扩展路径。 纤维的引入不仅提高了陶瓷材料的韧性,更重要的是使陶瓷材料的断裂行为发生了根本性变化,由原来的脆性断裂变成了非脆性断裂。纤维增强陶
发动机壳体生产及经济性分析 摘要：汽车“轻量化”是汽车铸造发展的方向，以汽车发动机壳体的铸造工艺为基本媒介，分析了汽缸体的组成、“轻量化”材料选择等，研究了基于UG的发动机壳体三维模样设计思路、浇注方式的选择及基于CAM的消失模具制造，然后对其动力经济性进行分析，论述了汽车整体“轻量化”对功率输出经济性影响，体现出汽车组成部件的“轻量化”铸造对于汽车工业经济、可靠发展的重要意义。 关键词：轻量化，汽缸体，经济性 随着能源资源的消耗，汽车的动力经济性已成为制约汽车工业发展的重要瓶颈，为了获得较好的动力经济指标，使汽车发展更具活力，实现汽车整体以及组成部件的“轻量化”设计与研究是非常必要的。汽车“轻量化”是一种通过改进生产过程，在保证汽车性能的前提下，不断优化零部件的铸造工艺，从而进一步减少汽车的总体重量[1]，从材料和铸造工艺两方面实现汽车零部件的优化过程。在本文中，笔者首先分析了汽车发动机汽缸体的铝合金铸造工艺，在满足耐磨、耐压等基本要求的前提下，由汽缸体的动力经济性延伸到整体汽车“轻量化”动力经济性的分析，从侧面上论证汽车组成部件的合理“轻量化”铸造与应用的经济性。 1. 汽车发动机壳体的结构 汽车发动机汽缸体是一种复杂的薄壁箱体类铸件，它是保证发动机功率输出的基础，而在汽缸体的铸造工艺上对于铸件的要求较高，除了要求有较高的强、硬度、抗高温、腐蚀等特性外，还要求汽缸体具有较低的表面粗糙度（目前要求在Ra25左右）[2]，这就要求清楚发动机壳体的基本结构，如图1所示的由四个汽缸和箱体组成的四冲程缸体结构，其最大轮廓尺寸为535mm×396mm×346mm[3]，箱体表面有不规则的凸起，且箱体的壁厚差异较大，壁厚处可达到30mm，而薄壁处甚至在3mm以下。 从发动机壳体的材料的角度来说，除了一方面满足发动机正常工作的要求，另一方面也要选择“轻量化”材料。ZAlSi7Mg的组成成分简单，主要由质量分数6.5～7.5%Si，0.25～0.45%Mg组成，且ZAlSi7Mg易于铸造，适合汽缸体气密性好、耐腐蚀、抗热裂能力强的要求。此外，发动机壳体的铸造，除了常规的低压铸造、砂型等手段外，采用基于消失模的发动机壳体铸造，能有效的提高生产效率，对于控制总体的经济性有重要的作用。 2.发动机壳体的消失模铸造工艺 2.1.基于UG的模样设计思路 发动机壳体泡沫模样设计的一般思路是根据汽缸体的基本结构与性能，找出代表其基本特征的模型状态，确定其三维形态，然后通过修改三维工艺参数实现壳体消失模的设计，在UG中，首先分别对四冲程汽缸体内、外实体造型，利用
发动机叶片 一、 发动机与飞机 1. 发动机种类 1） 涡轮喷气发动机（WP ）WP5、WP6、WP7、……WP13 2） 涡轮螺桨发动机（WJ ）WJ5、WJ6、WJ7 3） 涡轮风扇发动机（WS ）WS9、WS10、WS11 4） 涡轮轴发动机（WZ ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ9 5） 活塞发动机（HS ）HS5、HS6、HS9 2. 发动机的结构与组成 燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1～5） 3. 发动机工作原理及热处理过程
工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。 热力过程：用p-υ或T-S 图来表示发动机的热力过程： 4. 飞机与发动机 发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。如： 1） 军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ 、WS 、WP 类发 动机。 2） 强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP 、WS 、HS 类发动机。 3） 军民用直升机装用WZ 类发动机。 二、 叶片 在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的 叶片完成对气体的
压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来各发动机厂的生产的关键，因此对其投入的人力、物力、财力都是比较大的，而且国内外发动机厂家正以最大的努力来提高叶片的性能，生产能力及质量满足需要。 1.叶片为什么一定要扭 在流道中，由于在不同的半径上，圆周速度是不同的，因此在不同的半径基元级中，气流的攻角相差极大，在叶尖、由于圆周速度最大，造成很大的正攻角，结果使叶型叶背产生严重的气流分离；在叶根，由于圆周速度最小，造成很大的负攻角，结果使叶型的叶盆产生严重的气流分离。因此，对于直叶片来说。除了最近中径处的一部分还能工作之外，其余部分都会产生严重的气流分离，也就是说，用直叶片工作的压气机或涡轮，其效率极其低劣的，甚至会达到根本无法运转的地步。 发动机叶片数量统计如下（以WJ6、WS11为例）表： 1.WJ6 压气机叶片数量见表1 表1 涡轮叶片数量见表2 表2