干货丨深度解读：航空发动机的原理、结构、关键部件和材料

现在的航空发动机有离心式和轴流式，现在主要都是轴流式，所以我就只介绍这部分。在空客、波音上面安装的是涡轮风扇（涡扇）式发动机。它的原理并不复杂:空气从最前面的风扇处入后，分为两路，一路直接从外涵道排出，产生推力，一路进入压气机 (两路空气流量之比被称为涵道比一)﹔经多级压气机风扇的压缩，产生部分推力，气体体积减小，压力升高，继续流入燃烧室;燃烧室内点燃燃油和压缩空气的混合物，气体加热膨胀做功(产生推力)，推动涡轮旋转（产生阻力)﹔涡轮通过转轴带动风扇和压气机转动，继续吸入并压缩空气;燃气推动涡轮旋转之后排出，产生部分推力。

涡轮和压气机以及风扇是连在一或两根同心轴上的，高/中/低压涡轮分别带动高压压气机/低压气机/风扇转动，燃烧室后面多级涡轮就像滤网一样，把燃气中的能量“滤”下来转化成推力。下图为典型的三转子发动机-示意图。这样的设计结构复杂，但是可以使风扇、低压压气机和高压压气机都运行中最理想的转速上，提高效率和性能。高压压气机，燃烧室和涡轮一般被称为发动机的核心机。

这是典型的3转子发动机。颜色相同的部分是通过轴连在一起的。后面的紫色的是高压涡轮，往后依次是中压和低压涡轮)

先从最前面开始，简单讲讲风扇部分:

马赫数较低的阶段，涡扇发动机效率高，见下图。常见的民航发动机都是大涵道比发动机，主要由风扇提供推力，燃油效率较高。可以简单的这么认为:涵道比越大，风扇提供的推力比例越大，发动机的推力越大，也越省油(大家可以看到现在发动机直径越来越大，叶片越来越长。美国C-17发动机PW2040涵道比是6，推力是18吨;我国运20试飞配的D30发动机的涵道比2.42，推力12.5吨)。

早期的风扇是窄弦风扇，由实心钛合金锻造而成，为了提高风扇叶片的强度和抗振动性能，还在叶片上设计了凸肩，一圈叶片的凸肩组成一个加强环。放一个PW2000(跟PW2040一系列的)的图，凸肩组成的加强环见箭头处。

但是，实心叶片加凸肩的设计，降低了风扇的气动效率低，叶片质量过大，这种叶片不适合更大推力发动机对风扇叶片的要求。现在采用的都是RR率先研发的无凸肩宽弦空心风扇叶片，这种叶片是两层钛合金中间加上了—种蜂窝状结构。采用这种设计：

引自侯冠群一，尚波生9."宽弦风扇叶片技术的发展.”国际航空12(2002): 45-47.

两种结构的空心风扇叶片(李惠莲, et al."大涵道比宽弦风扇叶片连接结构设计及分析研究."航空科学技术5(2011): 33-36.)

通过在叶片两层钛合金之间夹一层蜂窝状结构或格架结构，同时满足了强度和重量的需求。此外，风扇叶尖的速度已超过了音速，为了提高叶片的性能和加大风扇与压气机的喘振裕度，业界还对风扇的形状进行了改进，设计了如第一张图GP7000那样形状异常复杂的掠形叶片。降低了气流相对速度，提高风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶片效率进一步提高了3%~5%，空气流量增加3%~10%。

大家都知道，钛合金在常温下强度高，塑性差。现在，一片风扇叶片的长度已经长约1.5m。要用传统工艺把钛合金加工成这样形状复杂的空心结构简直是丧心病狂!所以，RR采用了超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺，把钛合金加热到同步满足钛合金超塑性和可以进行扩散连接的温度区间(好像是900℃以上)，一次性完成三层夹心结构的扩散焊接和塑性加工过程，制备出形状复杂的空心风扇叶片。这种工艺是非常了不起的，不仅制备出形状复杂的空心钛合金叶片，还大幅提高了效率。为了进一步减重和提升强度，最新的叶片已经是表面包覆钛合金的复合材料了。

GE90-115B最大推力约56.9吨，大部分推力由22片风扇叶片产生，平均每片叶片至少产生了2吨以上的推力! 

航发和燃气轮机的做功过程是布雷顿循环，如下图。

涡轮机做功的布雷顿循环过程：

布雷顿循环由压气机中的等嫡压缩、燃烧器的等压加热、透平的等嫡膨胀和通向大气的等压排热四个过程组成的理想热力循环。其中压气机是完成这个循环最开始的步骤，简单的说就是把空气压缩到20~50个大气压，为燃烧室中的等压加热过程做提供压缩工质。

压气机是航发的核心部件。为了燃烧室中定压加热过程的稳定进行，压气机要在各种复杂环境下提供稳定的压缩气流。避免因气流不稳定造成燃烧不稳、喘振，甚至引起发动机钛火。此外，在保证稳定工作的前提下，压气机要提供尽可能高的压缩比，提高发动机的性能。

现在主流的压气机是轴流式压气机(相应的还有离心式)，被应用于各种客机军机的发动机。每级风扇的压缩效果都不高，采用多级风扇协同作用，最终达到较高的压缩比。

压气机采用转子+静子的结构，上图中蓝色和橙色部分分别为低压压气机和高压压气机的转子部分。而它们边上的白色部分为静子。压气机中转子通过旋转压缩气流，静子一起到调整气流的作用。

压气机的设计和制造涉及了众多部门，这就是麻烦的开始——搞气动的为了提高效率，增压压比，设计出他们的最优方案;搞结构的会发现，这种这结构在强度上不一定可行啊，回头再修改设计再校核强度。多次返工之后，再给我们搞材料的，我们往往会发现，你们提的这些材料服役要求实在太苛刻的，没办法，只能重头研发新材料，新工艺，要不就是重新修改设计。等到新材料新工艺搞出来了，最后甩给搞制造的。他们会发现各种稀奇古怪的构件和复杂的加工方案。

为了提高效率，压气机的转子的叶尖要尽可能贴近机匣而又要避免和机匣接触。在后面的涡轮部分第一张图中可以看到，压气机通常的工作温度为室温~6XX℃，转速为10000~20000RPM。

涡轮部分:

(来自Rolls-Royce)

大家最常听到的就是航空发动机涡轮叶片相关的报道。如图所示，航发里面涡轮叶片是工作环境最恶劣的部件了。同时还要以10000~20000RPM转速旋转，承担非常高的离心应力(密度8.x~9.x,比较重，铜的密度是8.9)。所以，最容易出问题(变形、断裂、烧蚀、氧化等等)。我在北航陈光老师的《航空发动机结构设计分析》里看到过:A380配的Trent 900发动机高压涡轮叶片有70片，每片产生近60OkW的功率。

研究表明: 燃气进口温度每提高55℃，在尺寸不变的情况下，推力提升10%! 为了提高热效率，希望燃气温度尽可能高。所以导致涡轮叶片工作温度能超过1600°℃，已经远高于叶片材料本身的承载温度了(1000~1100C)。

高温下，材料在离心应力作用下会发生蠕变。简单地说，材料发生蠕变的过程就像把一块低温下冻硬的橡皮泥加热再用手拉它，橡皮泥会慢慢边长。这样会使叶片伸长跟机匣摩擦，导致断裂（传说中的甩飞刀)。(材料还会在使用中发生疲劳，可能导致疲劳断裂，也会危及安全。疲劳牵涉到整机设计问题，而且疲劳比蠕变更复杂。)

为了能在这么高温的温度下稳定工作现在，涡轮叶片一般采用镍基高温合金制造。因为镍基高温合金的蠕变抗力最好。另一方面，镍基合金还有一些有利于高温蠕变抗性的显微组织结构，高温会导致这些显微结构发生退化，影响性能，这个太专业了就不细说了。为了提升材料的蠕变抗力，人们又在合金里面添加了大量元素。其中部分元素价格高昂，如辣(4.7W/kg)、钉(1.1W/kg)、钮等。为了研发性能优异的单晶高温合金，需要进行海量的设计和实验以及几十年的积累。

随着航空发动机的发展，为了应对越来越高的涡轮前温度，学术界和工业界合作，先后发展了多代高温合金（董志国,王鸣,李晓欣，等.航空发动机涡轮叶片材料的应用与发展[C].第十二届中国高温合金年会论文集, 2011.)

第二代镍基单晶高温合金被用在推比为9~10的先进航空发动机上(装备台风战机的EJ200和装备F-22的F119)。

以第二代镍基单晶高温合金CSMX-4的成分为例:铬6.5;钴9.0;钼0.6;钨6.0;钮6.5;钟3.0;铝5.6;钛1.0;给0.1，镍61.8。每个元素都有重要的作用:有的元素能在高温下提高蠕变抗力，有的稳定合金的显微组织结构，有的提高抗氧化性(高温燃气会使金属氧化腐蚀)，有的可以提高承温能力。可以看到，合金成分非常非常复杂，需要大量试验才能找到最优或者接近最优的配比，达到最好的综合性能。

此外，在自然冷却情况下，合金都是由一个一个小颗粒组成的，那些小颗粒被称为晶粒（晶体颗粒)，晶粒之间的边界叫晶界。晶界在高温下是薄弱环节，所以先进航发都采用消除晶界的单晶叶片。也就是说整个叶片是一颗完整的晶粒，这就对冷却和制造工艺提出了很高的要求。

(来自Rolls-Royce)

材料承载温度的极限和在航发中使用温度（涡轮前温度)）的缺口，就需要依靠先进冷却技术来补足。图右下部分SC cast alloys指的就是铸造单晶合金，其左边的DS是指定向凝固。看看材料的承载温度，再看看航发的涡轮前温度(trent800配属B777，trent900配屋A380)(Reed R C.The superalloys: fundamentals and applications[M].Cambridge university press, 2008.)

当然，就算这样，不考虑氧化烧蚀，一个“裸”叶片的承载温度最多也就1000℃上下，为了达到1300~1700C的承温要求，还要在叶片内部设计制造非常复杂气体冷却通道和冷却孔。把压气机里面几百度的“低温气体”从叶片内部引出来，从叶片表面的孔洞里面喷出来，形成一道气膜，隔绝高温燃气和相对低温的叶片。这就是气膜冷却技术。发个空心叶片的演进的示意图。大家注意，这个空心叶片是整体铸造出来的，可以想象难度有多大。这个东西的外壁厚度是0.5~1.x mm。

随着航空发动机涡轮前温度的不断提升，原有的单通道空心冷却叶片的冷却效果已经不能满足需求，于是后来有发展了更先进更复杂的多通道多路冷却方案。国外有人在搞双层空心壁冷却叶片一，简单的说就是双层夹板加中空的结构，进一步提升冷却效率。那就更复杂了。每一次冷却方案的优化都对涡轮叶片的设计和制造提出了极大的考验!

(来自Rolls-Royce)

更新一部分关于空心涡轮叶片的内容。国内最早做出空心涡轮叶片的是师昌绪先生的团队。上世纪60年代，美国已经制造出了空心涡轮叶片。我国了解到国外已经开始采用空心涡轮叶片，要求科研机构研发自己的空心涡轮叶片。但是，当时完全没有这方面的资料只能自己摸索。师先生的团队后来探索出来的方法是往铸件里面放置石英管做型芯材料，最终解决了这个工程难题。降低了叶片表面温度约100℃ (每一代镍基单晶高温合金仅在前一代的基础上，提高材料约30°C的承温能力，100C完全是重大突破)!使中国成为继美国之后在世界上第二个采用铸造空心涡轮叶片的国家!

空心叶片在铸造完成后还要进行电火花打孔或者激光打孔，在叶片表面打出密集的冷气孔洞。现在倾向于采用更先进的激光打孔。这些孔洞的大小和排布都是精心设计的，能最大程度降低叶片表面温度。

在铸造好的叶片上打孔

空心叶片表面的冷却孔

帮助理解气膜冷却，气孔中的“低温气流”"在叶片表面形成一层低温膜，保护叶片。

然而，这还不够填补材料承载温度和使用温度之间的缺口。在叶片上，还要再涂一层热障涂层，继续为合金屏蔽温度过高的燃气。0.5mm左右的涂层能使叶片温度降低100~2xx℃。通过诸多领域专家学者的通力合作，才能使涡轮叶片在远高于熔化温度(熔化温度是个范围，~1400℃。合金在低于熔化温度时就会软化，无法使用。一般最多能在0.8~0.85Tm使用，Tm为熔点)下稳定使用，这简直就是一件工程奇迹。

150微米（头发直径约80~100微米)的TBC(Thermal Barrier Coating,热障涂层)使叶片表面温度降低170℃ (KaraoglanliA C, Ogawa K, Turk A, et al. Thermal shock and cycling behavior of thermal barrier coatings (TBCs) used in gas turbines[J].Progress in Gas TurbinePerformance,2014: 978-953.)

完整的TBC系统一般是由金属基体层、抗氧化连接层(TGO)和ZrO2加少量起稳定作用的Y2O3的陶瓷层组成。由于是把涂层涂覆在金属基体上，需要考虑涂层的附着力，对金属基体显微组织稳定性的影响以及涂层与金属因热膨胀系数差异而可能导致的剥落问题等等。这已经是叶片金属材料之外的另一个学科领域了。

给叶片涂涂层（Progressive Surface systems for shot peening, grit blasting, waterjet stripping, thermalspray 2014)

在本世纪初，说一个单晶叶片的价格超过同重量的黄金是不夸张的。根据不同情况，军用航发可能2~3级涡轮(F110:1+2,F119:1+1)﹔民航更多(trent 900:1+1+5，GE90:2+6)，一个涡轮要装—整圈叶片(注意:这里说的主要是前面一级的高压涡轮叶片。后面低压涡轮叶片对材料性能的需求会有所降低，相对成本能降很多，要不然航发的价格还要高得多)，大家可以算笔账。而且，这个宝贝的成品率还特别低。