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航空发动机先进材料高性能零部件制造技术进展已有18人参与
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过去10多年中，IHPTET 等研究计划将低涵道比涡扇发动机的推重比逐步提高了60％以上，达到了10:1，而ADVENT 计划还在进一步实现变循环发动机技术的跨越；商用大推力大涵道比航空发动机也在控制油耗、改进效率、降低噪声、提高安全可靠性、削减研制生产成本等多个方面取得了重要进步。主要的航空发动机制造商——通用电气（GE）、罗尔斯·罗伊斯、普惠和赛峰等所取得的这些重大成就都与其在航空发动机先进加工制造技术中的不断进步密不可分。GE9X、GEnx、LEAP、Trent 1000 及PW8000 等新型航空发动机的试验研究和研制经历都表明，具有很高机械物理性能的新材料零部件的可加工性、可生产性的改善及其工程化应用，是航空发动机从机体结构减重和涡轮工作温度增高两方面提升性能，改进效率，取得持续进步的重要推动力。 新型复合材料风扇的加工制造技术 1 碳纤维增强环氧树脂复合材料风扇 大涵道比涡扇发动机的碳纤维增强环氧树脂复合材料(CFRP) 风扇叶片加工制造技术已经日益成熟。如图1 所示，GE90 系列的大型CFRP 风扇叶片约有1.2m 长，经过超声切割技术精确加工的数百层碳纤维预浸料布，进行铺设后进行热压制成。风扇叶形经过先进的计算机三元流优化设计，榫头到叶尖的厚度逐步从10cm 降低到0.6cm，并采用钛合金（后改为合金钢提高强度）包边增强的方式，重量也仅有22.7kg。此类经过气动优化、大尺寸、少叶数的风扇已经显示了突出优势，GE90-115B的风扇叶片有22 个，GEnx 降低到18 个，而GE9X又降低到了16 个，既扩大了涵道比、增大了空气流量，又减少了风扇系统的重量。由于通过外涵道排出空气所形成的推力占据了商用发动机总推力的70%~90%，因此，增大空气流量、减少风扇系统的重量，会带来更好的燃油效率。例如，GE公司指出GE90-115B 仅此就提高了约1.5% 的燃油效率[1]。CFM 公司LEAP 发动机的直径约3m，共用了18 个总重量为76kg 的CFRP 叶片，相比之下，CFM56 则有36 个总重高达150kg的钛合金叶片。新的碳纤维三维编织/ 树脂传递模塑成形（RTM）制造工艺可以进一步提高风扇叶片的强度，因此，新一代GEnx 及LEAP 发动机上都将采用这一技术制造风扇叶片。斯奈克玛公司为LEAP 发动机CFRP 风扇叶片开发的碳纤维三维编织/RTM 制造工艺中，长度以千米计的碳纤维进行三维编织后经超声加工方法制成预制体，再在专门开发的RTM 模具中注射树脂并进行热压固化制成叶片（图2）。叶片的成型过程需要24h，然后再进行钛合金包边并完成LEAP 发动机风扇叶片的最终加工[2]。不过，普惠等公司开展的一些试验也表明，为保证零件强度——例如防鸟撞，CFRP 材料风扇叶片要做的比传统钛合金叶片相对厚一些，这会降低发动机的气动性能。因此，在直径较小的发动机上采用超塑成形/ 扩散连接（SFP/DB）工艺制成风扇叶片的优势仍然存在。这样，风扇叶片可以做的较薄、强度够、气动性能也好。CFM 也在进一步将碳纤维增强环氧树脂复合材料（CFRP）制作的风扇机匣在LEAP 发动机上进行测试。 2 金属基/ 陶瓷基复合材料风扇 金属基/ 陶瓷基复合材料（MMC/CMC）风扇的研发也一直在深入开展。MMC/CMC 材料比CFRP 具有更好的强度、刚度以及高温性能，因此，在发动机上多种类型的零件都有较好的应用前景。GE 公司在GE9X 的技术验证评估中认定，CMC 材料轻质高强的特点使得他们能够在与现有GE90 的CFRP 风扇叶片相同强度的情况下，可以做得更薄，并减少到16 个风扇叶片，这有望将发动机效率提高10%。罗尔斯· 罗伊斯公司也在一个名为UltraFanTM 的项目中对新型C/Ti 复合材料叶片进行验证，计划在未来一代大型发动机上替换SPF/DB 钛合金风扇叶片。他们预期，如果未来将风扇及机匣都替换为此类C/Ti 复合材料，将有望使发动机减重700kg。 3 新型复合材料风扇的零部件加工制造工艺 如何进一步提高新型复合材料的可加工性，以稳定的工艺方法确保表面完整性并降低零件的疲劳破坏概率，仍然是夯实航空发动机新型复合材料工程应用的前提和基础。由于复合材料的内部微结构较常用合金材料要特殊得多，其组成成分构成比较复杂，相对于基体材料，增强相（纤维或者颗粒增强体）的硬脆性高、可加工性普遍很低；运用传统车铣等加工方法时，切削力不稳定、刀具磨损太快、表面完整性差，有时候还会导致纤维和基体结合面上发生纤维拉出、脱开等损坏。近年来，非传统加工方法在CFRP 零件加工上的应用取得了明显的效果，如图3、4 所示。超声切割、激光切割等方法已经成为碳纤维预制体加工中的重要手段，而水射流加工（包括高压水加工、磨料水射流（AWJ）加工等）在CFRP工件的材料去除上有更好的成本效益，旋转超声加工 (RUM) 则在CFRP/Ti 合金的叠层结构制孔上比较有优势。因此，近年来CFRP 零件在风扇等冷端零部件上的应用与其加工制造工艺的逐渐稳定成熟有直接的关系。不过对于金属基/ 陶瓷基复合材料（MMC/CMC）而言，其工程性能更高，但是，制成工艺也更难。MMC/CMC 零件制成工艺的稳定性还有待进一步提高，以SiC 复合材料为例，尽管已经开展了多年的密集试验研究及验证测试，如何克服硬脆特性，实现高表面完整性和精度的加工，还是摆在其加工机理研究中的一个核心问题。 钛合金压气部件的加工制造技术 1 钛合金的精密高效加工技术 钛合金材料在航空发动机中有极其广泛的应用，特别是用以生产压气机等冷端零部件或结构件。其中，中等强度高损伤容限型钛合金Ti-6Al-4V 因在耐热、强韧、耐腐蚀、抗疲劳及可加工性方面具有较好的综合性能而占据主体地位。Ti-6Al-4V 材料零件加工制造技术在欧美发达国家、俄罗斯及我国都经过了几十年的研究及广泛应用，当前技术研究重点集中于如何高效率地实现高精度、高表面完整性和高性价比的钛合金零件加工，如图5 所示。新一代的刀具，如超细晶粒硬质合金刀具、无粘结剂微晶粒立方氮化硼（CBN）刀具等的技术验证研究都表明：通过合理采用切削参数，如微晶粒CBN刀具加工试验中选择切削速度约为400m/min，进给速度约为0.01mm/r，能够将钛合金的切削效率显著提高，并实现更高的刀具寿命[3]。当然，对于钛合金高速切削加工技术仍有待深入探索，例如，表面氧化、烧伤及不合理的残余应力等影响表面完整性的情况对切削工艺条件，包括主要加工参数、切削液等，都非常敏感。能否发展少或者无冷却液的加工技术，如何实现高速切削又少磨损等成为研究的重点。 2 无余量精密锻造压气叶片的加工制造技术 无余量精密锻造转子叶片技术也是航空发动机钛合金零件制造及应用的重要发展趋势之一。通过无余量精密锻造工艺直接形成叶片的复杂曲面，能大幅度改善叶身在高温、高压及高速旋转条件下的抗疲劳性能和有效工作寿命，如图6 所示。当然，钛合金转子叶片的无余量精密锻造工艺要远比普通的模锻技术复杂，成本也要高出数倍以上。同时，此类叶片的榫头部分的精密加工是一项技术难题。由于叶身所具有的自由曲面及薄壁特性，以无余量成形的薄壁曲面叶身为零件的定位夹紧、加工测量基准时，容易出现过大的偏差及变形，精度不易保证。传统上用于无余量精密成形叶片加工的方法是使用低熔点合金浇注方式形成过渡基准，把叶身曲面点定位转换成规则的面定位，再进行加工。但这种工艺存在非常明显的缺陷，包括基准转换与定位误差扩大、加工过程中零件表面污染、工艺链长效率低等。西方先进的发动机制造企业已经基本淘汰此类技术，转而应用基于多点定位支撑方式、“安装/ 检测/ 优化”集成控制的自适应保形精密加工技术，通过工装与机床刀具之间实现自适应数控联动，以最大限度地保障加工精度和表面质量。 3 钛合金整体叶盘的加工制造技术 钛合金整体叶盘制造技术也是一个极其重要的技术领域，如图7 所示。整体叶盘在小尺度紧凑结构的发动机上有重要应用。例如，小涵道比的EJ 200 发动机上就采用了6 个整体叶盘，包括一个带有大扭转率的宽弦叶形风扇叶盘。常用加工方法包括对整体盘坯进行铣削加工、电化学加工（ECM）方法加工等，水射流（WJC）加工方法在叶盘去余量粗加工中也有应用（余量可以高达几十mm，甚至加工出某些三维轮廓）。对于有更高性能表现的双性叶盘而言，通过线性摩擦焊（LFW）将叶盘与精密锻造的叶片进行连接，从而形成整体结构，也是一项有重大意义的工艺。表面强化工艺能极大地增强零件抗疲劳、微动磨损及应力腐蚀的能力，罗尔斯·罗伊斯公司发展的激光冲击喷丸（LSP）强化技术，通过钕玻璃激光器产生1000MW 峰值功率及百万磅/ 平方英尺的压力波，能在钛合金叶片表面形成1.0 mm 深的压应力层，大幅度提升叶片的工作性能。 热端部件的新材料应用及加工制造技术 1 新型伽马钛合金零部件 新型伽马钛合金（γ-TiAl）如图8 的二元相图所示，是一种极其复杂的金属间化合物，在耐高温、结构强度、抗腐蚀性以及阻燃（抗钛火）性能上有很好的表现，高温工作性能与Inconel718 镍基合金接近，但密度只有其一半。因此，γ-TiAl 合金零部件近年来已经成为航空发动机研制中的热点之一[4]，逐步在热端零部件上得到应用，例如GE 公司在GEnx-1B 发动机上已经采用γ-TiAl 合金（Ti-48-2-2）制造低压涡轮的最后两级叶片[5-6]，如图9 所示。不过，γ-TiAl 合金的金属延展性、损伤容限都比较低，脆性也大，传热性能低也比较黏，可成型性（如铸造等）及可加工性都较差。相比之下，用它来替换的常用镍基高温合金，如Inconel718，则在延性和塑性变形方面工艺性更好，加工工艺也更成熟。因此，γ-TiAl属于典型的难加工材料。罗尔斯·罗伊斯公司对γ-TiAl合金零件的可加工性、多种加工方法开展了多年的加工制造验证性研究也表明，在铣削、车削、磨削、钻孔、EDM 以及抛光过程中，加工表面的完整性一直是关键难点之一，加工工艺参数选择不当会导致零件表面缺陷较多，在较薄结构上出现崩碎、尖锐边以及裂纹等问题，刀具的磨损问题也更突出。近几年，美国矿物、金属和材料学会（TMS）也召开数次γ-TiAl 合金技术的国际学术会议，以期望从材料属性、工艺参数及加工方法等变化出发，探索与表面完整性破坏（如表面划伤、表面烧伤、微裂纹、切屑瘤、残余应力等表面缺陷）之间的内在作用与联系，并进而寻求在γ-TiAl 的机械加工过程中提高疲劳性能和抗应力腐蚀性能的方法。 2 新型高温合金零部件 近年推出的ATI718Plus 超级合金也在高温零部件制造上有很大的应用前景。ATI 718Plus 作为一种低成本合金材料，工作温度较传统的Inconel718 合金提升了55℃，强度、可制造性等与传统Inconel718 相似。718Plus 合金制造的热端零件能够比Waspaloy 及其他类似高温合金承受更高的强度，可成形性及可加工性、耐磨损性等也相对好些。因此，罗尔斯· 罗伊斯公司已经开始在发动机上运用基于这种更佳性价比材料的转子及静子部件、紧固件等进行技术验证。在关键的单晶超级合金高压涡轮叶片制造上，国外第二代（如Rene N5、CMSX-4、PWA1484）、第三代（如Rene N6、CMSX-10）的单晶超级合金经过多年发展，零部件精密铸造、涂层技术、加工工艺等已经比较稳定，如Meyer Tool 公司制造的涡轮导向叶片，能够达到± 0.01mm 的加工误差和R a 0.2 的粗糙度。这在各类主力发动机上都得到了广泛应用。GE90 发动机上采用的导向叶片是用Rene N5 制造的，在约1500 ℃的涡轮进气温度（TET）通过了18000 个循环的耐久测试（近似于6~7 年的商业化飞行服务）。各类高性能超级合金材料在GE 发动机热端部件上的综合运用，也将排气温度（EGT）提高了约20 ℃。能在长时间高温度下工作，强度及微观结构的稳定性都比较好的单晶高温合金ReneN6、MX4[7-8]都在进行深度工程验证后也陆续投入到了发动机型号应用上。由于单晶合金制成的高压涡轮叶片要长时间暴露于1300℃以上的高温气流之中，因此，不仅需要复杂的内部冷却气流通道，还要在表面使用特制的低热导率热障涂层(TBCs)。然而，沉积了TBC 涂层之后继续精密加工气膜孔的工作变成了一项极其困难的任务——既要在极难加工、高硬度、低热导性TBC 和单晶超级合金基体上制孔，又要保持小孔的表面完整性防止裂纹。GE/Synova 公司合作发展了能够精密地穿透TBC 材料，加工出高质量气膜孔的Laser MicroJet 微孔加工技术[9]。 3 陶瓷基高温复合材料零部件 陶瓷基高温复合材料（CMC）的强度、刚度、高温性能等都非常好，材料密度又较低，在发动机热端零部件上具有极大的研究和应用前景。NASA、GE 及PW 公司都注意到了熔渗法制备的碳化硅连续纤维增强陶瓷基复合材料（Melt Infiltrated SiC/SiC CFCC）制成的零部件具有较好的热导率、抗热冲击、抗蠕变性等，在高温环境下对冷却空气的需求（比高温合金材料）更小，未来有极高应用潜力[10]。不过由于在1200℃的高温空气（含水蒸气等）下，SiC 陶瓷材料存在氧化反应，因此，他们发展了一种环境阻障涂层(EBC)[11]（图10），以等离子喷涂技术在火焰筒内层制成了包括125μm 厚的Si 粘结层、125μm 富铝红柱石（Mullite）中间层和125μm 厚的BSAS 表面层。GE公司在GEnx 发动机的验证试验中测试了包括内外火焰筒、第一级高压涡轮罩壳、第一级导向叶片、第二级导向叶片等零件，这些碳化硅连续纤维增强陶瓷基复合材料零件在高温实验中展现了极高的抗氧化性（如图11），预示了将来的巨大应用前景。GE、罗尔斯·罗伊斯公司联合开展的F136 发动机项目上进行的技术试验也表明，SiC 颗粒增强复合材料制作的低压涡轮叶片比以前的镍基合金叶片大幅减重，同时耐高温性好减少了对冷却气体的使用，有望显著改善发动机的推力和使用效率。高温合金材料的蜂窝结构的使用也有望进一步提高涡轮的结构工艺性、降低重量并提高冷却效率。GE 公司在涡轮导向叶环上安装了高温合金蜂窝结构，在GE、Campbell 合作开展的研究中，能够用VIT-CBN 砂轮和特制的高压冷却液加工蜂窝结构材料，达到极高的品质和公差水平，没有毛刺和碎屑连接在零件上，从而极大减少了后续工序，提高生产效率。 结束语 在航空发动机中广泛使用更高的比强度、高温性能、性价比等机械物理性能的CFRP/CMC/MMC 复合材料、γ-TiAl 金属间化合物及新一代超级合金等材料制成关键零部件，是航空发动研制与性能提升的重要发展趋势。但是，只有经过深入地制造工艺探索并在极其严格的技术验证过程中证明了零部件结构及其工艺方法的可靠性及成本有效性之后，先进性能的材料及其零部件的制造工艺才能真正成为航空发动机先进制造技术发展的助推器。当前，我国航空发动机先进制造技术既面临着宝贵的发展契机，又承受着巨大的发展挑战。深入探索新型高性能材料的基本性质、理清零部件制造的工艺特点，从理论本质和工程技术两个层面掌握零部件先进加工制造技术的内涵，是推动我国航空发动机先进制造 技术发展的关键所在。在此基础上，进一步重视将技术研究成果向工程化生产线凝聚，重视系统性的集成应用也是不可或缺的环节。例如，德国MTU 公司的工作表明：优化整体的工艺链并实现生产线工艺集成、功能集成（如将原来的外部非加工工序包括喷丸、检测等投入在线应用），形成良好的工艺组织管理能力，能够降低55% 的质量缺陷和缩短25% 的制造周期。因此，应将发动机关键零部件的先进加工工艺技术研究与应用作为航空发动机产业“强化基础、提高能力”的一项关键环节，从基础理论、关键技术和工程体系协作发展的角度促进我国航空发动机关键零部件先进加工制造技术的跨越发展。 更多最新航空制造技术，请加微信公众号“航空制造网” |
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| 航空发动机要求材料长寿命，而作相应的长时试验模拟耗费巨大，发展等效实验模拟方法受到重视，能够以经济便利的实验手段和资源、较短时间试验获得长时试验结果。美国NASA和GE发动机公司发展了一套模拟发动机燃气环境的EBC环境性能实验室测试方法和设备[15-17]。测试的EBC环境性能包括：涂层的界面附着力、水蒸汽腐蚀、燃气流速、涂层温度梯度（热导率）、高的热/冷速率、化学腐蚀。测试的设备包括：空气环境热循环、水热循环、激光梯度台架试验（Laser Gradient Rig Test）、火焰喷射梯度试验（Flame Jet Gradient Test）和台架燃气模拟（Burner Rig Test）。其中，空气和水蒸汽热循环容易实现。火焰喷射梯度试验由GE飞机发动机公司研制，利用丙烷/氧焰加热涂层表面，涂层背板有压缩空气冷却，涂层表面温度最高可达到1760℃，温度梯度大，可以模拟发动机不同的热冲击条件。国内北京勤合科技公司也有研究，国内有多个研究所已经在使用，这种装置最早应用于金属环境涂层评价，可以替代高温风洞来研究材料在燃气环境中的热腐蚀和氧化行为，燃气中可以加入盐、甚至陶瓷颗粒用以评价涂层的抗热腐蚀和热应力冲击的能力，测试中试样取向可以模拟不同的燃气冲击角度。以上测试方法与发动机工作环境比较见表1。从表1各测试方法比较来看，虽然单个试验不能模拟发动机工作环境，但是通过几种试验组合可以有效的评价EBC涂层的环境性能。 |
14楼2017-05-25 16:14:25
anthony1989
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lisaflying
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