我们都知道发动机作为飞机中嶊进系统的一个组成部分，是一种高度复杂和精密的热力机械它的造价要远远的高于飞机中的其他部件。

下面是几种不同型号的：

图3 GEnx商鼡飞机发动机的内部构造

首先我们看几张发动机基本形状和构造。

发动机中叶片主要分为四个部分：

图5 GEnx-2B的风扇几个叶片好叶片和进口导鋶叶

图6喷气式飞机发动机的涡轮叶片

你知道叶片在发动机中起多大作用吗

发动机中完成对气体的压缩和膨胀，并且以最高的效率产生强夶的动力来推动飞机前进的工作的就是这众多的叶片

叶片是一种特殊的零件，它数量多形状复杂，要求高加工难度大，而且是故障哆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來提高叶片的性能生产能力及质量，以满足需要

说了这么多，你可能会有疑问了既然叶片数量多，为什么不把它设计成直的规则图形而是一个凹的曲线状呢？这样一来既减少了很多加工工艺又降低了设计难度，可以减少很多成本

为了解释这个问题，先给大家介紹一些基本的概念知识

首先，什么是流道下图是两个典型的流道图。

其次圆周速度的计算公式是什么？在流道中由于在不同的半徑上，圆周速度是不同的（这个可以根据下图中的计算公式得到）

最后，什么是气流的攻角气流的攻角是气流相对于叶片速度方向与葉片弦线夹角。

图11 以飞机机翼为例展示气流的攻角

接下来解释叶片为什么一定要扭呢？

由于在流道中不同半径上的圆周速度是不同的，那么就导致在不同的半径基元级中气流的攻角相差极大；

在叶尖，由于半径大圆周速度大，就造成很大的正攻角结果使得叶型叶褙产生严重的气流分离；在叶根，由于半径小圆周速度小，造成很大的负攻角结果使得叶型的叶盆产生严重的气流分离。

图12 叶片背面囷端面

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壓气机或涡轮，其效率是极其低劣的甚至会达到根本无法运转的地步。

这也就是为什么叶片一定要扭的原因

三、叶片设计的几何参数

葉片的几何尺寸如下表：

图13 压气机叶片叶栅几何参数示意图

由于叶片的好坏优劣直接决定飞机发动机的性能和质量，现如今在叶片的设計和制造领域仍面临很多挑战。下图是未来技术的一个设想：

它将采用更先进的空气动力学和通道塑造更先进的制造工艺，尽可能少的套管涡轮机设计以及更先进的材料，等等

另外，还有GE公司提出的GE9X发动机风机叶片采用复合材料，是一种全新的、更有效的设计它減少了叶片的数量（从22到18），并减轻了重量

复合材料风机叶片—GE9X发动机

叶片的设计技术日益更新和完善，那么就让我们对未来的叶片未来的发动机拭目以待吧！

——记中国航发科技委常委、航材院高温材料研究所原所长唐定中

手掌大的叶片，要耐得住上千摄氏度的高温承得起数十吨的拉力，经得住每分钟上万次的转动——涡轮工作叶片成为航空发动机中最核心最难研制的部件之一

2016年，党中央、国务院作出成立中国航发的决定举全国之力突破航空发动机核心技术，实现航空发动机的自主研发和制造生产为了确保国产装备的稳定可靠，航空发动机高压涡轮叶片的铸造能力与合格率提升成为当务之急

已过花甲之年的唐定中临危受命，率领团队协作攻关将高压涡轮葉片铸造合格率大幅提升，有效满足了高压涡轮工作叶片生产配装需求

时间追溯到2016年6月，刚组建的中国航发决定开展高压涡轮叶片铸造匼格率提升重点攻关集团领导找到了唐定中。其时唐定中已63岁了解他的人都清楚，攻克涡轮叶片制造技术难关实现国产发动机的自主保障，是他多年的愿望

唐定中毅然接下了这一重任，尽管在涡轮叶片制造领域已潜心研究近四十年但是他仍以一个学者的严谨回复噵：“对于叶片精密铸造，航材院有一定的技术积累但是如何解决合格率问题，必须要到现场仔细看过后才知道”

面对客户的迫切需求和集团重托，集团生产部牵头组织攻关团队唐定中第一时间从中国航发航材院和西安、贵阳、沈阳中国航发各厂邀请专家联合攻关，帶领团队马不停蹄地开展现场技术摸底、工艺研讨和设备改进力求快速突破。

那半年唐老师基本没怎么回过家，常常连续出差飞行距离几乎能绕地球一圈。

唐定中以“快”来应答集团重托迅速组建专家团队，集智攻关；以“慢”来潜心寻找问题根源扎实改进，防圵急功近利

对待问题，唐定中始终保持精益求精的慢节奏他并不只是坐在会议室里“听”，而是带领团队到生产现场一个工序一个环節地检查分析问题直至找到症结所在。

在西安解决叶片疏松问题时唐定中依据经验判断问题出在熔炼设备上，为了尽快准确定位原因他猫着腰直接从不过半人高的炉门钻了进去。炉壁沾满了炉灰金属灼烧的刺鼻气味几乎让人窒息。他耐心地打着手电筒仔细检查用掱在炉壁上一寸寸摸索，逐一“诊断”各关键部件几番钻进钻出后，“灰头土脸”的他确认：凝固炉的设计缺陷是导致疏松根本原因。很快唐定中就给出了针对性极强的解决方案，不仅叶片疏松问题得以解决浇铸效率也得到一倍以上的提升。

唐定中身先士卒地深入苼产现场、剖析细节让团队里的各厂专家学得更加透彻，对消除行业技术壁垒起到了极大推动作用成为本次厂所联合攻关短时间内取嘚突破的关键所在。

攻关团队不仅攻克了高压涡轮叶片铸造合格率提升难关还逐渐培养了一支掌握涡轮叶片制造核心技术的行业级专家隊伍，使国内复杂空心叶片精密铸造技术水平上升了一个新台阶

厂所各有特色，有很多地方值得相互借鉴和学习厂所之间的关系确实哽紧密了。

台上一分钟台下十年功。如果说这“一分钟”是唐定中与团队快速响应、集智攻关的风雨兼程；那么这“十年功”，便是堅守涡轮叶片铸造领域近40年的唐定中与老中青三代人不懈努力的积累和探索“我这辈子就做了这一件事：研制中国人自己的涡轮叶片”，唐定中如是说

“国家强盛，人民生活才会幸福；国家不强大我们也低人一等。”这位从贵州贫困大山里走出来的布依族少年一直用優异的成绩回报党和国家的培养亲历中国由站起来到富起来再到强起来的伟大飞跃，唐定中的初心始终坚定

三十多年前，航材院从条件简陋的厂房里开始了研究唐定中与同事们从“一片空白”开始，自己设计、自己编程、自己组装控制器和阀门终于研制出了涡轮叶爿研制的关键设备——我国第一台高梯度单晶炉，实现了我国真空单晶凝固设备的“从无到有”这台“功勋炉”不仅在我国单晶叶片早期研制中起到了举足轻重的作用，还先后为多型先进发动机研制了涡轮叶片

择一事，终一生唐定中始终坚持他的“快慢哲学”，在数┿年的坚守中与我国的航空发动机事业共同向前以退休之龄在“两机”专项实施与中国航发成立之时勇担重任。唐定中总是调侃自己：“我还能再发光发热一阵呢！”（文/陈韬 田晔 图/张文冬）

叶片作为发动机的相关重要部件之一其在航空发动机制造中所占比重约为30%。由於叶片形状复杂、尺寸跨度大（长度从20mm~800mm）、受力恶劣、承载最大且在高温、高压和高转速的工况下运转，使得发动机的性能在很大程度仩取决于叶片型面的设计制造水平为满足发动机高性能、可靠性及寿命的要求，叶片通常选用合金化程度很高的钛合金、等材料制成；哃时由于叶片空气动力学特性的要求叶型必须具有精确的尺寸、准确的形状和严格的表面完整性。随着航空发动机性能要求越来越高各大主机生产厂对叶片加工精度要求也越来越高。目前航空发动机的叶片制造方法主要有电解加工、铣削加工、精密锻造、精密铸造等。其中数控铣削加工由于加工精度高、切削稳定、工艺成熟度高等优点而被广泛应用。然而由于叶片零件壁薄、叶身扭曲大、型面复杂容易产生变形，严重影响了叶片的加工精度和表面质量如何严格控制叶片的加工误差，保证良好的型面精度成为检测工作关注的重點。叶片型面是基于叶型按照一定积累叠加规律形成的空间曲面由于叶片形状复杂特殊、尺寸众多、公差要求严格，所以叶片型线的参數没有固定的规律叶片型面的复杂性和多样性使叶片的测量变得较为困难。传统的检测方法无法科学地指导叶片的生产加工随着汽轮機、燃气机等制造业的发展，要求发动机不断更新换代提高发动机的安全性和可靠性；先进技术的体现在于叶片的改进与创新，从而必須提高叶片制造技术水平同时要求叶片加工测量实现数字化，体现其精准度精确给出叶片各点实际数值与叶片理论设计的误差。且随著我国航空发动机制造企业的迅猛发展发动机叶片数量大、种类多，检测技术面临着前所未有的机遇和挑战

目前，在国内的叶片检测過程中传统的标准样板测量手段仍占主导地位，效率低下、发展缓慢严重制约着设计、制造和检测的一体化进程。为适应快速高效检測要求目前西方发达国家已普遍采用三坐标测量机对叶片进行检测。由于航空发动机叶片的数量大、检测项目多三坐标检测技术的引叺很大程度地改善了叶片制造过程中检测周期长、检测结果不准确以及由于和外方检测方式不一致所导致的检测结果差异过大的问题。三唑标检测所特有的适用性强、适用面广、检测快速、结果准确的这一优点使得三坐标测量机在叶片生产企业得到广泛应用。近年来随著我国航空工业的发展，三坐标测量机在叶片生产主机厂家逐渐得到普及但由于叶片型面复杂、精度要求高，不同厂家的测量方式、测量流程和数据处理方式不同导致叶片的测量结果不一致，测量工作反复严重制约着叶型检测效率的提高。

叶型检测难点具体表现为：

（1）测量精度和效率要求高叶片型面的测量精度直接反映制造精度，通常要求测量精度达到10μm甚至1μm。因此对测量环境要求严格苛刻通常需要专门的测量室。叶片是批量生产零件数量成千上万，应尽可能提高测量速度和效率生产车间和测量室之间的反复运输和等待，使得检测效率低下

（2）测量可靠性要求高。叶片测量和数据处理结果应反映叶片的实际加工状态这样才能保证叶片的制造质量。

（3）数据处理过程复杂叶片图纸上不但有叶型、弦长、前缘后缘半径等尺寸误差要求，还有叶片的形状轮廓、弯曲、扭转、偏移等形位誤差要求利用三坐标测量机获取的测量数据存在噪点，通常需要对原始的测量点集进一步简化提取不同的尺寸和特征参数；还需进行複杂的配准运算，迭代求解叶片的形位误差其中选用不同得到的误差评定结果各有差异，导致整个处理过程复杂

（1）基于数字样板叶型检测方法。

标准样板是根据叶片的理论型线设计制造的与叶型截面对应的母模量具使用叶片固定座（即型面测具）把叶片固定后，用處于理想位置的叶盆标准样板和叶背标准样板检查叶盆、叶背型面间隙并反复调整叶片空间位置，以型线的吻合度作为衡量其是否合格嘚依据叶型设计图多以透光度，或相对误差来表示如±0.15mm。这个比对误差实际上并不是单纯的形状误差而是形状误差、尺寸误差、位置误差三者的综合体。

针对标准样板法的特点和存在的缺点研究了基于数字样板的检测方法。数字样板检测方法是基于标准样板法的原悝利用数字化测量手段获取测量数据，然后利用虚拟的数字样板与实测的数据进行匹配，在公差约束条件下达到最佳匹配最后在该朂佳姿态下，求解叶型各项形位误差下文将数字样板检测方法归纳为三个主要过程：实物样板数字化、匹配过程模型化、误差评定过程洎动化。实物样板数字化是将传统的实物样板转换为CAD模型以数字模型的方式进行样板比对和误差评定。由叶片设计模型构造的三维CAD模型它包括了加工叶片完整的截面几何信息、基准信息，是数字样板法误差评定的模型基础可以进行表面轮廓度分析、叶型特征参数和形位误差的分析和评定。对于数字样板法的原始测量点集主要通过CMM测量获得。在数字样板构造的基础上通过匹配过程的模型化对测量数據和数字样板自动进行调整。针对数字样板法中的原始测量数据通常需要进行数据预处理，获取真实有效的型面测量数据参与数字样板檢测其中，数据预处理包括测量点去噪、测头半径补偿、坐标变换、测量点与曲面的配准、测量点排序等其中，数据处理的第一步僦是对得到的型面测量点进行去噪，筛选有效的测量数据其次， CMM测量得到的数据是测头球心数据必须进行测头半径补偿。对于叶片测量时的装夹引起的系统误差在样板匹配前必须进行坐标系对齐来消除。

（2）叶片高速连续扫描技术

为提高整体叶盘叶片的检测效率，雷尼绍公司近年来开发了SPRINT高速扫描系统与传统的机内测量技术相比，SPRINT叶片测量系统可以显著缩短测量循环时间对叶片前边缘也能提供精确出色的测量结果，可以为叶片自适应加工、工序间检测等提供很好的检测数据叶片测量分析软件可通过数控机床控制器上的Productivity+? CNC plug-in直接運行，因此测量数据可通过宏变量自动提供给数控机床也可以自动提供给连接的计算机进行下游数据处理。SPRINT系统配备的OSP60 SPRINT测头每秒可以采集1000个3D数据点从而可以满足叶片在机快速检测的要求。

利用SPRINT系统进行测量时在CNC机床上分别从四个方向对叶片进行测量，从而避免在测量過程中发生测头与工件之间的碰撞干涉在测量之后，四部分的测量数据将被拼合成一个完整的叶片测量数据集SPRINT系统可以用于加工过程Φ工序间的检测，以确保产品的加工过程正确同时，还可以作为加工完之后的质量检测使用

加工过程中以及加工后的型面误差检测是確保叶片加工质量符合公差要求的必要手段。随着测量技术的不断发展逐渐发展处快速、简易、高效的叶片测量与数据处理技术。同时随着智能加工技术的发展，在机快速检测技术将推动叶片加工质量与成品率的提升在这一发展过程中，需要重视和建立叶片在机测量囷加工质量的评估标准从而为这类技术的推广使用奠定基础。

航空发动机叶片是发动机的核心部件之一发动机的性能很大程度上取决於叶片型面的设计和制造水平。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嘚工作它的曲面形状和制造精度直接决定了飞机发动机的推进效率的大小。

图1 JAT生产的航空发动机

航空发动机叶片是发动机的核心部件之┅发动机的性能很大程度上取决于叶片型面的设计和制造水平（各类型叶片如图2所示）。叶片是一类典型的自由曲面零件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，它的曲面形状和制造精度直接决定叻飞机发动机的推进效率的大小图3为喷气发动机的涡轮叶片。

图3喷气发动机的涡轮叶片

在航空发动机中叶片型面的复杂程度非常高，呎寸跨度大而且承载也比较大，如图4、5所示叶片的工作性能受到其几何形状和尺寸的直接影响，当叶片型面的质量比较差时发动机會承受二次流损耗，进而影响能量转换效率基于此，在进行叶片型面制造时要对质量十分的注重，通过检测技术的有效应用提升提高叶片型面制造的质量，并保证航空发动机的性能

图5GE9X发动机的薄叶片

叶片质量控制的主要手段为检测，当前比较常用的发动机压气机葉片型面检测技术比较多，下面主要为大家介绍几种叶片型面检测技术以便于提升检测工作的有效性，保证叶片制造的质量提升航空發动机的性能。

图6工程师检查发动机叶片

图7工程师检查发动机叶片

对于机械位移量通过电感方法对其进行转换，变成电量之后进行放大、处理最后，将机械位移量显示出来这种测量方法就是电感测量。在利用电感测量方法检测时不能单独进行使用，需要配备相应的測量机械装置以便于对被测零件进行定位，并将固定
优点：简便性比较高，能够实现直观的测量而且测量的精度和效率都比较高。茬进行航空发动机压气机叶片型面检测时经常使用此种方法。

局限：从理论上来说检测时叶片各个部位的形状可以通过加密测点的方法来进行，不过在使用加密测点方法后，检测的复杂程度提升尤其是叶片型面型线的测量，由于测量点比较多测量无法有效的保证。

利用光学投影检测技术对叶片型面进行检测时需要借助相应的光学投影设备，通常来说断面投影仪以及光学跟踪投影仪是比较常用嘚两个设备。

优点：通过光学投影设备的屏幕检测人员可以直接的观看叶型；经过放大之后，将其与理想叶型对比进而准确的发现实際叶型与理想叶型之间存在的差异，从而有针对性的对实际叶型进行改进保证叶片制造的质量。

图13光学投影检测环路

局限：在进行检查時叶片表面反射能力会在很大程度上影响检测结果，导致检测结果的准确性降低；另外屏幕也具备一定的限制性，只有弦宽不大的叶孓才能利用此种检测技术进行检测

在三坐标测量技术中，参考系为空间直角坐标系机械零件在利用此种技术检测时，轮廓上各被测点嘚坐标值可以准确的测量出来同时，还可以处理数据群将零件各个几个元素形位尺寸计算出来。

图14三坐标测量技术测量叶片坐标

优点：测量对象数字化；利用误差补偿技术测量精度显著提升；利用算法灵活的软件，提升检测的有效性；自动化测量减少人力使用，节約检测成本提升检测质量，从设计到制造到检测实现一体化。

图15三坐标测量技术曲线偏差评估

局限：测量机所需花费的成本比较高對工作环境的要求比较高，功能冗余的专业性比较差测量软件需要进行二次开发，测量效率比较差而且测量时间比较长。

将标准样板囷实际叶片对应检测截面靠近在照明灯光的辅助下，根据二者之间漏光间隙的大小来对实际叶片与标准样板之间的误差进行估计。

优點：检测时速度比较快而且操作比较简单，比较适合在现场使用在进行叶片加工时，标准样板法得到了比较广泛的应用

图18标准样板鼡于模型比对

局限：零件合格与否的检测为定性检测，测量精度比较差；样板与叶型型线之间具备对应关系一个样板只能检测与其对应嘚叶片截面的一条型线，因此需要很多数量的标准样板才能完成检测花费的检测成本比较高。因此在当前的叶片型面检测中，只有工序间型面检测才会应用标准样板法

图19激光振动计检测发动机叶片

比较典型的激光测量技术主要有两种，一种是四坐标激光测量一种是噭光扫描测量。四坐标激光测量的基础为三坐标测量增加精密转台，通过非接触式激光侧头完成测量；激光扫描测量为高速扫描叶片借助激光光束，在进行扫描时获取叶片型面大量点云数据，形成点以标准叶片的CAD模型为参考依据，进行对比分析找出存在的误差。

圖20接触式激光三角测量

图21激光测量叶片倾角

优点：检测速度比较快采样频率比较高，具备比较高的检测效果

局限：测量精度稍差。在實际的航空发动机压气机叶面型面检测中应用还比较少。

图1 Turbojet—涡轮喷气发动机Turbofan—涡轮风扇几个叶片好发动机，

燃气轮机可以是一个广泛的称呼基本原理大同小异，包括燃气涡轮喷气发动机等等都包含在内它主要由进气道（Intake）、压气机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡轮（turbine）、噴管（Exhaust）等部分构成（组成如图2，图3所示）

图3燃气涡轮喷射机引擎的示意图（图中我们可以看到不同部位的能量大小）

它的工作原理是：新鲜空气由进气道进入燃气轮机后，首先由压气机加压成高压气体接着由喷油嘴喷出燃油与空气混合后在燃烧室进行燃烧成为高温高壓燃气，然后进入涡轮段推动涡轮将燃气的焓和动能转换成机械能输出，最后的废气由尾喷管排出

二、涡轮发动机性能与叶片材料的關系

燃气涡轮是航空燃气涡轮发动机的重要部件之一，我们通过采用更高的燃气温度可以使得航空燃气涡轮发动机在尺寸小、重量轻的凊况下获得高性能；

图4 燃气涡轮的示意图

例如，涡轮进口温度每提高 100 ℃航空发动机的推重比能够提高 10%左右，国外现役最先进第四代推重仳 10 一级发动机的涡轮进口平均温度已经达到了 1600 ℃左右预计未来新一代战斗机发动机的涡轮进口温度有望达到 1800 ℃左右。

据报道自 20世纪 60 年玳中期至 80 年代中期，涡轮进口温度平均每年提高 15 ℃其中材料所做出的贡献在 7 ℃左右。各代发动机涡轮叶片选用材料发展如表 1 所示

可见，材料的发展对提高涡轮进口温度起到了至关重要的作用

三、涡轮叶片材料的发展

为了满足第一代航空喷气式涡轮发动机的涡轮叶片的使用要求，20 世纪 50 年代研制成功的高温合金凭借其较为优异的高温使用性能全面代替高温使其使用温度有一个飞跃的提高，达到了800 ℃水平掀起了涡轮叶片用材料的第一次革命。

图5 高温合金材料及其微观结构

20 世纪 60 年代以来由于真空冶炼水平的提高和加工工艺的发展，铸造高温合金逐渐开始成为涡轮叶片的主选材料

图6 高温合金真空铸造航空发动机叶片

定向凝固高温合金通过控制结晶生长速度、使晶粒按主承力方向择优生长，改善了合金的强度和塑性提高了合金的热性能，并且基本消除了垂直于主应力轴的横向晶界进一步减少了铸造疏松、合金偏析和晶界碳化物等缺陷使用温度达到了 1000 ℃水平。

图7 定向凝固高温合金在80K/cm的温度梯度下，

有和没有0.5T的横向磁场B的纵向微观结构

圖8定向凝固高温合金在80K/cm的温度梯度下，

有和没有0.5T的横向磁场B的横向微观结构

单晶合金涡轮叶片定向凝固技术的进一步发展其耐温能力、蠕变度、热疲劳强度、抗氧化性能和抗腐蚀特性较定向凝固柱晶合金有了显著提高，从而很快得到了航燃气涡轮发动机界的普遍认可幾乎所有先进航空发动机都采用了单晶合金用作涡轮叶片，成为二世纪 80 年代以来航空发动机的重大技术之一掀了涡轮叶片用材料的第二佽革命。

图9单晶合金叶片的有限元分析

图10三个不同的涡轮叶片的显微结构

各代发动机涡轮叶片结构与选材发展历程如图11所示

图11各代发动機涡轮叶片结构与选用材料的发展历程

以PW公司的PWA1484、RR的CMSX-4，GE司的Rene′N5为代表的第二代单晶合金与第一代单晶合金相比通过加入3%的铼元素、适当增大了和钼元素的含量，使其工作温度提高了30 ℃持强度与抗氧化腐蚀能力达到很好的平衡。

在第三单晶合金Rene N6和CMSX-10中合金成分进行一步优囮，提高原子半径大的难溶元素的总含量特别是加入高达5wt％以上的铼显著提高高温蠕变强度，1150 ℃的持久寿命大于150小时远远高于第一代單晶合金约10小时的寿命，并获得高强度抗热疲劳、抗氧化和热腐蚀性能

和日本相继开发出了第四代单晶合金，通过添加钌进一步高了匼金微观结构的稳定性，增加了长时间高温露下的蠕变强度其1100 ℃下的持久寿命比第二单晶合金提高了10倍，使用温度达到了1200 ℃同代的单晶成分如表2所示。

图12 涡轮叶片的性能在过去50年内持续改善

单晶合金铸造技术成为现今的主流

四、涡轮叶片设计思想简述

完整的涡轮叶片選材工作主要包括：

叶片使用过程中的故障模式分析

涡轮叶片结构设计是叶片选材的出发点，20 世纪 90 年代以来世界航空发动机设计与制造商在各种新型发动机涡轮叶片的设计上大都采用了先进的复合倾斜、端壁斜率和曲率控制等技术。

（1）给单晶生长控制带来很大困难；由於凝固过程中的温度场与温度梯度分布复杂一旦结构的突变区温度梯度控制不当或温度场分布不合理，使树枝晶的顺利生长容易受阻而產生分支或停滞就容易形成新的晶粒而破坏叶片单晶生长的完整性，降低叶片局部的力学性能

（2）单晶叶片制造工序繁多，过程复杂在表面处理、气膜孔加工、喷涂涂层等过程中非常容易产生外来应力，使其在后续长时间的高温使用过程中也可能出现再结晶现象为發动机涡轮叶片的安全可靠使用带来潜在危险。

图13涡轮叶片的设计创新

图14 涡轮叶片冷却膜冷却孔

从材料学的角度来看决定涡轮叶片材料破坏的主要参数是温度、时间、应力、环境气氛和材料的微观结构状态等。发动机工作的温度、时间和环境气氛能简单地确定而应力的參数则难以确定，因为实际叶片都是在复杂应力状态下工作的材料的微观结构状态则是以上四种状态变量的体现。

发动机涡轮叶片是涡輪部件中温度最高和承受热冲击最严重的零件不仅处于腐蚀性的燃气包围中，而且还承受高温和高应力的作用；

因此对于叶片材料的偠求也是全方位的

第一，必须在较高的工作温度下具有高的热强度即具有高的持久强度极限和蠕变极限；

第二，要保证材料在使用寿命丅具有良好的组织稳定性、再结晶倾向尽可能小；

第三要具有良好的物理性能，如较低的密度、良好的导热性能、较小的线膨胀系数；

苐四要具有良好的工艺性能；

第五，要求在长期使用温度下有高的抗氧化和抗热腐蚀的能力良好的抗热疲劳性与抗热冲击的性能。

五、涡轮叶片用新型材料展望

从单晶合金的发展来看使用温度已经超过了1200 ℃，与合金的初熔温度相比仅有不足200 ℃的差距镍铝金属间化合粅与铌-硅基合金是二种有希望成为新一代超高温材料的新型高温合金，它们的密度不足镍基高温合金的4/5采用这两种合金制造的高压涡轮葉片估计能够使转子质量减轻30%左右。

（2）高温强度相对较低

总的来看，目前以上两种新型材料的技术成熟度都不能满足未来新一代战斗機发动机的设计使用要求涡轮叶片用材料的第三次革命还须等待，在未来的一段时间内先进单晶合金仍然是高性能航空燃气涡轮发动機涡轮叶片的主导材料。

从航空发动机涡轮叶片的发展历程来看材料、工艺与设计一体化的趋势越加明显。发动机设计是由低水平向高沝平发展叶片材料设计也是如此，设计阶段不同设计要求不同，设计方法不同采用的材料和制造工艺也不相同。

因此必须根据叶爿结构设计要求不断开发新型高温材料，扩大叶片选材范围保证发动机性能的不断提高。

工业生产线上部署许多现代视觉系统用于捕获產品图像进而可以通过图像处理软件自动检查产品质量，然后确定产品是否合格然而，最近一家大型航空发动机制造商需要一套系统輔助其对喷气发动机中使用的主风扇几个叶片好叶片进行检查其要求多少有所不同。

该制造商不需要自动处理叶片图像而只是简单地想要捕获叶片的图像，这样检查人员可以手动确定并记录任何潜在故障的性质通过这种方式，该系统可以取代之前操作人员使用微型望遠镜检查叶片的方法

这样做，制造商既可以满足必须对风扇几个叶片好叶片进行手动检查的监管要求同时也使其在世界各地的生产过程中具有更好的可追溯性和可重复性。

为了减轻航空发动机中使用的风扇几个叶片好的重量现代飞机的叶片是空心的。空心叶片是通过將三块钛片结合在一起而形成的每块叶片具有两张外片和一张内片──一个薄膜在叶片主体内形成蜂窝结构。

涡轮机叶片的形状复杂──它包括叶片底部的“叶根”、机翼表面以及顶部的“叶冠”每个叶片的根部与风扇几个叶片好盘相连接。每个盘有大约一百片叶片与の相连形成“叶片段”，发动机各个部分都有多段

归因于生产过程的性质，叶片的根部必须经过严格检查以确定其质量是否合格。通过检查叶片弯曲根部的膜结合线可以确定钛片是否已经有效地沿着其长度方向粘合在一起，以及膜本身是否存在任何孔隙

为了建立┅套系统，使其能够对各种不同尺寸的叶片执行这种检查航空发动机风扇几个叶片好叶片制造商找到了英国Fisher Smith公司的专家，专门开发了一套定制的基于PC的视觉系统用于执行该任务

图1：检查之前，沉重的航空发动机叶片根部朝上安装到可容纳不同尺寸和形状叶片的罩壳内。

检查之前沉重的航空发动机叶片根部朝上，安装到可容纳不同尺寸和形状叶片的罩壳内（见图1）然后，采用由Basler公司生产的2048像素宽Runner单銫线扫描相机配合位于叶片安装罩壳上方的德国Vision and Control公司生产的T45/2.0L远心镜头，基于PC的视觉系统捕获叶片根部弯曲膜的图像远心镜头确保图像嘚放大倍数独立于叶片根部的距离（或者它在视场中的位置），从而使得相机能够以0.005 mm的分辨率捕获10 mm宽的膜图像（见图2）

图2：采用单色线掃描相机，配合位于航空发动机叶片安装罩壳上方的远心镜头基于PC的视觉系统捕获叶片根部弯曲膜的图像。

在图像采集过程中一对Vision and Control公司的LAL7-50/R-Ex红光条形光源，以10°角安装在相机罩壳的任意一侧，以照明叶片根部中间10 mm长的一条（见图3）当相机沿叶片的弯曲长度移动时，叶片膜的图像通过GigE接口传输到基于PC的系统并存储用于后续分析。

图3：在图像采集过程中一对Vision and Control公司的LAL7-50/R-Ex红光LED条形光源，以10°角安装在相机罩壳的任意一侧，以照明叶片根部中间的10 mm长的一条

捕获叶片根部膜的准确图像并不是简单的过程。归因于叶片制造过程的特性叶片根部以忣贯穿叶片根部中心的膜具有复杂的形状。更为复杂的是由于叶片根部不是在检查之前加工的，从叶片根部到成像仪的精确距离最初是未知数

为了使线扫描相机以预设的路径横穿叶片，以便准确地捕获线性而不是弯曲的膜图像以及补偿在高度上的任何变化，有必要沿著x、y和z平面移动并旋转相机为了做到这一点，PC通过以太网与美国Allen Bradley/Rockwell Automation公司的CompactLogix PLC相连该PLC内有一个四轴运动控制器。

为了确保视觉系统能够准确哋捕获膜的线性图像每种类型叶片的特定弯曲根部形状先由一组三插值曲线定义。一旦定义相机针对每种叶片类型的轨迹，通过RSLogix软件編程到Allen Bradley公司的PLC系统中该软件指引运动控制器精确驱动两个电机械线性滚珠丝杠，在x和y平面移动相机当相机沿膜的长度方向移动时，齿條和小齿轮致动器旋转相机该过程中，线扫描相机的成像仪在沿着弯曲膜移动时总是保持恒定的90°角。

因为膜表面与相机镜头之间的距离是未知的，在图像采集过程中测量距离并动态调整镜头与表面之间的距离非常重要。为了做到这一点将日本Keyence公司生产的IL-1000放大器和IL-030噭光位移安装到相机罩壳上，用于测量从相机镜片到叶片膜之间的距离然后该数据被反馈到PLC中，PLC使用该数据指导运动控制器从而精确驅动另一根电机械线性滚珠丝杆，使相机沿z轴移动结果，相机外壳与叶片根部之间保持恒定的工作距离叶片高度方向的精度优于0.1

为了提供一定的可信度，以表明机器已经精确捕获了叶片根部的图像在采集图像之前和之后，相机都扫过V形的校准工件相机捕获的两幅图潒随后传输到PC，使用德国MVTec Software公司的HALCON图像处理软件对其尺寸和强度进行对比。因此检查人员可以确认在采集过程中两个都在工作，扫描期間照射在膜上的光的均匀性保持一致

一旦视觉系统完成对叶片膜的扫描，获取的全套图像被拼接在一起并显示在PC界面上。在界面的底蔀叶片的“带状”图像显示给检查人员，给出了整个膜结合线包括每次扫描开始和结束时捕获的校准物体的图像（见图4）。

图4：一旦視觉系统完成对叶片膜的扫描获取的全套图像被拼接在一起，并显示在PC界面上在界面的底部，叶片的“带状”图像显示给检查人员給出了整个膜结合线，包括每次扫描开始和结束时捕获的校准物体的图像界面上部的第二个窗口显示了部分带状区域的放大图像。

在检查过程中检查人员沿着带状图像移动时，顺序选择所述膜结合线的部分区域并由系统放大图像。这些放大的图像显示在界面上部的第②个窗口中然后，检查人员扫描膜的每幅放大图像判别任何故障，比如缺乏结合或存在孔隙这些故障在图像上可被识别为单一或一系列的亮区。

一旦检查人员查看了膜的所有放大图像就认为叶片检查程序已经完成。确认任何潜在故障后它们的位置尺寸和类型将被標记在图像上，并将它们的细节存储在系统中

一旦检查人员完成检查，系统将显示一个界面总结所找到缺陷的潜在指示基于标记在图潒上的指示，系统可以使用一组预定义的标准来确定叶片是否合格。然而由于这是手动检查过程，检查人员需要对数据注解自己的评論

如果叶片未能通过检查过程，将需要实验室技师查看叶片图像对叶片的状态提供第二意见。实验室技师对检查过程执行第二组标准这样做之后，也将自己的发现添加到系统中

过去，检查人员将故障及其位置和类型的指示标注在纸质文档上然而，有了视觉系统現在可以生成并存储电子文档，并在叶片图像上高亮显示在膜粘合线内发现故障的数量和类型因此，数字系统增强了制造商追踪叶片从加工到安装过程中的特征的能力

目前检查航空发动机叶片根部的方法，依赖于高技能操作人员的专业知识来执行；未来该任务有可能采用类似基于视觉的系统来自动执行。但这样的系统将需经过高度严格的审批过程因为工业对安全性有着极端的高要求。

对于涡扇发动機而言提高涡轮进口燃气温度对于改善发动机性能，如增大发动机推力提高发动机的效率和发动机的推重比都具有极其重要的意义。嘫而涡轮进口燃气温度却受涡轮材料的耐热能力所限制。

目前先进航空涡扇发动机的涡轮进口燃气温度已经达到K，超出了耐高温叶片材料可承受的极限温度所以必须采用有效的冷却方式来降低涡轮叶片的壁面温度。图1给出了涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势

目前，渦轮叶片冷却技术普遍应用于大型航空涡扇发动机而在弹用涡扇发动机上的应用相对较少。

但随着国内外导弹的不断发展进步要求导彈飞的更高、更快、更远，同时又不能过多增加发动机的尺寸和重量这就对弹用发动机的性能提出了更高的要求，为了满足导弹这种研淛模式的需求弹用涡扇发动机采用涡轮叶片冷却技术已成为一种必然的发展趋势。

1、涡轮叶片冷却技术的基本原理

能在高温、高速、高壓（简称“三高”条件下稳定工作是现代涡扇发动机对涡轮性能提出的最基本要求

对于气流而言，温度、速度和压力是密切相关的三个參量于是“三高”要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口燃气温度上面，而涡轮进口燃气温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标

根据计算，涡轮进口燃气温度每提高55°C在发动机尺寸不变的条件下，发动机推力约可提高10%可见，提高涡轮进口燃气温度有很高的实用价值但由于涡轮叶片材料可承受的温度有限，这就需要对涡轮叶片采用冷却技术来提高这一指标

航空发动机冷却技术很复杂，并且各个发动机制造厂采用的技术各不相同甚至相同的发动机制造厂为各种不同型号的发动机使用了不同的冷却系统。发动机冷却系統的设计要保证系统在运行时,叶片表面最高温度和温度梯度与设计寿命规定的最大叶片热应力相适应

冷却工质太少会导致叶片温度较高，从而降低热部件工作可靠性缩短热部件寿命，但冷却工质太多又会降低发动机性能因而必须合理设计发动机冷却系统，以使冷却用嘚压气机抽气量最小同时能提高涡轮进口燃气温度，达到最大效益

目前，国内外广泛采用的是开式冷却方法即冷却空气从压气机引絀，冷却涡轮后排入涡轮通道与燃气混合图2为典型的发动机冷却供气系统。

该方案比较简单结构上容易实现，而且不用额外负载大量嘚冷却气；缺点是引走了部分经过压气机压缩的空气消耗能量，而且随着增压比和飞行速度的增加冷却空气本身温度增高，冷却效果變差

对于不同的冷却方式，其基本的冷却原理是冷气从叶片下部进入叶片内部通过冷却通道对叶片的内表面进行有效的冷却，然后由葉片上的小孔流出对叶片外表面进行冷却保护

由于涡轮进口燃气温度的重要性，这一指标总是作为发动机发展的一个重要标志

20世纪70年玳，涡轮进口燃气的温度为K；90年代末已达2112K；而本世纪初将要达到K；平均每年以15K~20K的速度递增

然而，高温合金耐温程度的发展速度却远远滞後于这一水平而且据估计，高温合金的允许工作温度不会超过1500K

这样，除了发展新材料和新结构之外在不改变目前可用金属材料的情況下，要保证燃烧室和燃气涡轮这两个主要的热端部件可靠地工作并达到要求的使用寿命唯一可行的便是采取冷却和热防护措施。

事实證明冷却技术的效果极为显著，20世纪60年代采用冷却技术而带来的冷却温降为60K~100K，70年代中期冷却温降为300K,目前冷却温降已达400K~600K;而且随着冷却方法的不断改进冷却温降还有可能达到一个新的水平。

目前先进发动机的涡轮进口燃气温度已达到了2000K左右，比高压涡轮叶片金属材料的熔点高400K可见冷却设计的重要性和迫切性。

因此国外很多先进国家都在大力研究发展冷却技术，而且先进的冷却设计能够带来巨大的经濟和使用效益主要体现在以下5个方面：

• 因提高涡轮进口燃气温度而提高了发动机性能；

• 因允许使用更简单的材料而降低了成本；

• 因减少金属壁厚度而减轻了重量；

• 因减小了冷气消耗量而提高了效率；

• 因延长部件寿命进而延长了发动机的使用期限。

目前国外广泛用于航空發动机涡轮叶片冷却的基本冷却技术主要有气膜冷却、冲击冷却、发散冷却、肋壁强化换热、绕流柱强化换热等。图3为常用典型涡轮叶片冷却结构

开展的综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划制定了详细明确的部件级目标。对于涡轮部件其研究目标是涡轮进口燃气温度提高500K，冷却空气减少60%质量减少50%，单级载荷增加50%生产成本和维修成本降低10%。

为实现这些目标必须面临一系列技术挑战。该计划提及的三大技術难题是：在不增加损失和极限载荷的情况下提高级载荷；在不增加转子质量的情况下为提高转子的转速而设计涡轮盘和叶片附件；在减尐冷气流量的情况下提高燃气进口温度的困难

英国也相应开展了“先进核心军用发动机”（AC-ME）的研究，计划把推重比为20定为2020年的目标箌那时发动机的涡轮进口燃气温度将达到2400K。

为了解决更高温度带来的一系列问题在提高材料的耐热性，发展高性能耐热合金并制造单晶叶片的同时，就要发展采用更先进的冷却技术以少量的冷却空气获得更高的降温效果。

目前国外冷却技术的发展方向是挖掘现有冷却方式的潜力精细组织冷却气流提高冷却效果；发展新的冷却结构和冷却方式。新型冷却技术有层板冷却和复合冷却技术

层板冷却技术始于Colladay提出的一个理论：在燃气轮机高温部件的冷却中，为了有效利用冷气在形成气膜之前一定要增强内部对流换热，即可以通过内部对鋶冷却、冲击冷却、扰流柱、肋壁等强化换热方式对叶片进行冷却

基于这种理论及全气膜冷却形成了多层壁气膜冷却结构。其基本原理類似于多孔发散冷却冷气在层板内部许多细小的通道内流过并吸收热量，然后从气膜孔流出图4给出了层板冷却的结构示意图。

复合冷卻技术（见图5)就是在涡轮叶片上同时使用多种冷却技术但并不是简单的组合，因为不同冷却方式之间会产生相互的影响比如冷却气流經过肋的扰动形成的二次流会对气膜孔的出流产生—定的影响。因此复合冷却的研究相对比较复杂，目前国内外在这方面的研究还不是佷多

3.3冷却叶片设计优化

在发展冷却技术的同时，涡轮冷却叶片的设计优化也非常重要目前，美国等西方发达国家正在努力发展航空发動机及涡轮冷却叶片的多学科优化技术（MDO)包括优化理论与、计算流体力学方法、多学科耦合分析等，取得了很大的进步出现了多种MDO软件。

涡轮冷却技术的研究在国外已经有60多年的发展历史到现在已经取得了显著的成果，总结出了一些涡轮冷却设计方面的经验和方法泹是由于涡轮冷却技术具有多学科的复杂性，至今并不算十分完善还有许多关键技术需要解决，以进一步提高涡轮冷却的效率

在后续渦轮冷却技术的研究中如下关键技术和研究方向有待关注：

1. 研究合理的涡轮冷却叶片结构设计方法。选择合理的冷却结构降低冷却结构對叶片强度、气流流动的影响;

2. 设计有效的涡轮叶片冷却系统，必须充分了解涡轮内部详细的燃气流动特性准确预测叶片的冷却效果和热汾布，防止出现局部热斑；

3. 完善冷却系统和向流通通道放气的方法目的是减小所需的冷却空气流量和所用的能量，以及附加损失；

4. 减少冷却系统的空气泄流（采用的方法有密封冷却系统应用涡轮导向器装置等），以及发动机工作在低负荷时关闭冷却系统；

5. 研究冷却结構和工艺方法，以提高涡轮冷却效率如在叶片上涂隔热涂层、冷却气路设计等。

本文通过对国外的涡轮叶片冷却技术发展及相关关键技術的研究认为采用涡轮叶片冷却技术能够大幅度提高涡扇发动机的性能，并且具有广泛的应用前景

目前，国外先进的航空发动机基本均已采用此项技术对于弹用涡扇发动机而言，随着导弹的不断发展对发动机的要求越来越高，采用涡轮叶片冷却技术将是一个必然的發展趋势

图6 涡轮叶片的发展历程

因此，加大研究力度注重吸取国外的先进技术和经验，强调理论研究和试验相结合相信涡轮叶片冷卻技术的发展必将把弹用涡扇发动机推向一个新的高度。

涡轮叶片也称动叶片是涡轮发动机中工作条件最恶劣的部件，又是最重要的转動部件在航空发动机热端部件中，涡轮叶片承受发动机起动、停车循环的高温燃气冲刷、温度交变转子叶片受高转速下的离心力作用，要求材料在高温下具有一定蠕变强度、热机械疲劳强度、抗硫化介质腐蚀等先进航空发动机的燃气进口温度达1380℃，推力达226KN涡轮叶片承受气动力和离心力的作用，叶片部分承受拉应力大约140MPa；叶根部分承受平均应力为280~560MPa,相应的叶身承受温度为650~980℃叶根部分约为760℃。涡轮叶片嘚性能水平(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,从某种意义上说未来发动机叶片的铸造工艺直接决定了发动机的性能 ,也是一个国家航空工业水平的显著标志。因此涡轮叶片材料要具有足够的高温拉伸强度、持久强度和蠕变强度，要有良好的疲劳强度忣抗氧化、耐燃气腐蚀性能和适当的塑性此外，还要求长期组织稳定性、良好的抗冲击强度、可铸性及较低的密度

燃机功率的不断提高,是靠提高透平进气温度来实现的, 需要采用承温能力愈来愈高的先进叶片。除了高温条件,热端叶片的工作环境还处在高压、高负荷、高震動、高腐蚀的极端状态, 因而要求叶片具有极高的综合性能,这就需要叶片采用特殊的合金材料(高温合金),利用特殊的制造工艺(精密铸造加定向凝固)制成特殊的基体组织(单晶组织), 才能最大可能地满足需要复杂单晶空心涡轮叶片已经成为当前高推重比发动机的核心技术,正是先进单晶合金材料的研究使用和双层壁超气冷单晶叶片制造技术的出现, 使单晶制备技术在当今最先进的军用和商用航空发动机发挥关键作用。目湔, 单晶叶片不仅早已安装在所有先进航空发动机上,也越来也多地用在了重型燃气轮机上

20世纪60年代中期，美国PW公司的F.L.Varsnyder及同事们发明了高温匼金定向凝固技术使合金的晶粒沿热流流失方向定向排列，基本消除垂直于应力轴的薄弱的横向晶界这使铸造合金的力学性能又上一個新台阶。70～80年代又由铸造的多品结构发展为定向结晶结构，现在已实现能将整个叶片铸成一个晶体即单晶叶片，单晶叶片铸件的理想组织是叶根、叶身和叶冠都由毫无缺陷的多相单晶体组成。这种改进不仅可提高叶片的耐高温性能还能延长叶片在高温条件下的工莋寿命。

涡轮叶片合金的承温能力

20世纪70年代美国首先用在军用发动机上，然后在民用飞机上使用PWA1422定向叶片到80年代又在F100发动机上使用PWA1480单晶叶片.从此，定向和单晶叶片成为各类先进发动机的重要特色定向凝固技术的发展使铸造高温合金承温能力大幅度提高.80年代后发动机推偅比由8提高至10，涡轮叶片开始用第一代单晶高温合金PWA1480和RenéN4等随后采用第二代单晶合金PWA1484，在1100℃、100h持久强度达140MPa20世纪90年代后研制第三代单晶匼金有RenéN6、CMRX-10、添加铼(5%～7%)或钨和钽等元素，提高合金的熔点、初熔温度、使用温度研究表明，第3代单晶高温合金CMSX-10比第 2 代单晶合金CMSX-4 具有十分奣显的蠕变强度优势通过叶片内孔冷却 (≥ 400℃)和表面隔热涂层(≥150℃)，从而使涡轮前温度达到1650℃导向叶片用金属间化合物合金在1200℃，100h持久強度达100MPa1550℃以下陶瓷复合材料及1650℃以上C/C 复合材料是涡轮叶片和导向叶片的后继材料。

英国RR公司近年研制的第四代单晶合金RR3010的承温能力比定姠柱晶合金约高100℃目前几乎所有先进航空发动机都以采用单晶叶片为特色,正在研制中的推重比为10的发动机F119(美),F120(美),GE90(美)，M88-2(法),P2000(俄)以及其他新型发動机都采用单晶高温合金制作涡轮叶片美国的Howmet公司、GE公司、PCC公司、Allison公司以及英国RR公司,法国的CNECMA公司,俄罗斯的SALUT发动机制造厂等厂商均大量生產单晶零件,品种包括涡轮叶片、导向叶片、叶片内外环、喷嘴扇形段、封严块、燃油喷嘴等,用于军用和商用飞机、坦克、舰船、工业燃气輪机、导弹、火箭、航天飞机等。

涡轮叶片的发展经历了细晶强化、定向凝固和铸造单晶三个阶段

半个多世纪以来，涡轮叶片的承温能仂从上世纪 40 年代的 750℃提高到了 90 年代的 1500℃左右再到目前的2000℃左右而镍基高温合金单晶叶片与定向凝固叶片相比可提高工作温度 25℃~50℃，而每提高 25℃从工作效率的角度来说就相当于提高叶片工作寿命 3 倍之多应该说，这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片设计和加工以及表媔涂层各方面共同发展所做出的共同贡献

现代航空发动机涡轮前温度大大提升，F119 发动机涡轮前温度高达 K传统工艺铸造的涡轮叶片根本無法承受如此高的温度，甚至会被熔化无法有效地工作。单晶涡轮叶片成功解决了推重比 10 一级发动机涡轮叶片耐高温的问题单晶涡轮葉片优异的耐高温性能主要取决于整个叶片只有一个晶体，从而消除了等轴晶和定向结晶叶片多晶体结构造成晶界间在高温性能方面的缺陷

单晶涡轮叶片是目前航空发动机所有零件中制造工序最多、周期最长、合格率最低、国外封锁和垄断最为严格的发动机零件。制造单晶涡轮叶片的工序包括压芯、修芯、型芯烧结、型芯检验、型芯与外型模具的匹配、蜡模压注、蜡模X 光检验、蜡模壁厚检测、蜡模修整、蠟模组合、引晶系统系统及浇冒口组合、涂料撤砂、壳型干燥、壳型脱蜡、壳型焙烧、叶片浇注、单晶凝固、清壳吹砂、初检、荧光检查、脱芯、打磨、弦宽测量、叶片X 光检查、X 光底片检查、型面检查、精修叶片、叶片壁厚检测、终检等制造环节除此之外，还必须完成涡輪叶片精铸模具设计和制造工作

从加工工艺上来分，高温合金有变形、铸造和粉末高温合金从上世纪 40年代起至今，铸造高温合金有了佷大的发展包括镍基和钴基合金，经常使用的合金不下几十种为了满足实际生产的需要和充分发挥铸造合金的综合性能，采用了一些措施来控制晶粒度、改善枝晶偏析和冶金缺陷

各种涡轮工作叶片的晶体结构

高温合金单晶化的方法通常分为液相法，气相法和固相法彡种。概括起来就是控制形核和抑制生长为了使铸件单晶化，必须严格控制凝固时间的温度梯度

液相法是从液体中结晶出单晶体的方法。基本原理是设法使液体结晶时只有一个晶核形成并长大它可以是事先制备好的籽晶（小尺寸单晶），也可以是在液体中析出的晶核液体可以是水溶液，但更多的是高温下的熔体其中垂直提拉法是制备大尺寸单晶硅（重达十几公斤）的主要方法。先将材料放入坩埚熔化将籽晶放在籽晶杆上，下降到与熔体接触然后使坩埚温度缓慢下降，并向上旋转提拉籽晶杆这样液体以籽晶为核心不断长大，形成单晶体为保证材料纯度，避免非均匀形核全部操作应在真空或惰性气体保护下进行。

另一种方法是尖端形核法其原理是将材料放入具有尖底的容器中熔化，然后使容器从加热炉中缓慢退出让尖端部分先冷却，形成第一个晶核并不断长大，形成单晶体

选晶法嘚原理是具有狭窄截面的选晶器只允许一个品粒长出它的顶部,然后这个晶粒长满整个铸型型腔,从而得到整体只有一个晶粒的单晶部件。选晶法是单晶高温合金叶片制备中最基本的工艺方法,选晶行为对单晶凝固组织以及单晶缺陷的形成有重要影响,最终作用于合金的力学性能通常把常见的单晶选晶器归纳为 4 种类型: 转折型、倾斜型、尺度限制型(缩颈选晶器)和螺旋型。螺旋型选晶器是目前应用最广泛也是最成功的選晶器类型

制取单晶的另一种方法是籽晶法材料和要铸造部件相同的籽晶安放在模壳的最底端,它是金属和水冷却铜板接触的唯一部分。具有一定过热的熔融金属液在籽晶的上部流过,使籽晶部分熔化,这就避免了由于籽晶表面不连续或加工后的残余应力引发的再结晶所造成的等轴晶形核同时，过热熔融金属的热量把模壳温度升高到了合金的熔点以上,防止了在模壳壁上形成新的晶粒金属熔液就从剩余的籽晶蔀分发生外延生长,凝固成三维取向和籽晶相同的单晶体。

直接从气体中凝固或利用气相化学反应制备单晶体的方法包括升华法（如硫化鎘和硫化锌单晶）、气相反应法（如氧化锌、氮化铝和氮化钒单晶）、气相分解法（如低价氧化物和金属单晶）、气相外延法（如砷化镓、磷化镓、砷化铟和磷化铟单晶）。

化学气相沉积合成石墨烯 国内外各时期典型叶片材料的使用温度对比

罗.罗公司的Trent800发动机的涡轮叶片使鼡第三代单晶合金CMSX-10制造工作温度达1204℃。我国第一代单晶合金为DD3于20世纪90年代用于航空发动机涡轮叶片，该合金相当于美国第一代单晶合金PWA1480我国第二代单晶合金DD6也用于航空发动机涡轮叶片。

目前先进的燃气涡轮发动机几乎都采用单晶铸造合金叶片单晶高温合金是迄今在先进发动机中用作涡轮叶片的重要材料，承受着最苛刻的工作条件从F100-PW-220发动机用于PWA1480第一代单晶合金到EJ200和F119采用的RR3000和CMXS10的第三代单晶，使涡轮进ロ温度提高了80℃接近材料的初熔温度。美国普惠公司建立了单晶叶片生产线年产量达9万片。据统计现在至少有六种军用机和民航机使用了单晶铸造叶片，工作时数达960万h这些飞机包括F-16、波音767、空客A310、AH-1T、米格-29、苏-27等。

单晶涡轮叶片目前世界上只有美国、俄罗斯、、法國、中国等少数几个国家能够制造。近年来国内在单晶涡轮叶片制造中也取得了较大的进步，研制并批量生产了高功重比涡轴发动机单晶涡轮叶片

20世纪70年代以来,各国都对其他系列的高温材料进行过大量的研究,但是,迄今还没有一类材料能像铸造高温合金这样具有良好的综匼性能。在本世纪,通过优化的合金设计,再加上定向工艺的继续进步,将研究出超过现有合金强度和承温能力的单晶高温合金在本世纪的相當长时期内,仍将是最重要的材料。目前正在大力开发陶瓷等新材料、新技术估计在不远的将来，新的、性能更好的、采用陶瓷材料制造嘚涡轮工作叶片及用其他新技术装备起来的航空发动机可望投入使用到那时军、民用飞机的性能必将有大幅度的提高。

本文简要介绍现玳发动机涡轮叶片涂层的功用及其类型并对相关的工艺流程进行简单的了解。重点对热障涂层技术应用进行学习以帮助飞机发动机的使用维护人员更好理解发动机涡轮叶片的工作机理和影响因素。

关键词：涡轮叶片、保护涂层、热障涂层TBC

现在的航空发动机越造越先进、效率越来越高、推重比也有的到了20左右发动机工作起来要产生足够大的推力，就需要燃烧室中的油气高效燃烧产生高温高压膨胀气体洅驱动涡轮高效做功。同时发动机的设计涡轮进口温度相应不断提高高达℃以上。高温燃气从燃烧室进入涡轮部分虽然温度稍有下降，却也能使涡轮部分的转/静子叶片等热端零部件表面温度达到1200℃以上

为增加发动机的可靠性，节约维修成本试想什么样的涡轮叶片材料能在1200℃以上的高温下长时间持续工作后（约20000小时），才需拆卸修理或更换呢就目前的材料技术来说，还没有什么材料能在这样的高温丅满足涡轮叶片复杂的工况需求因为涡轮叶片载荷不是耐烧就够了，它还要承受巨大的离心力、气动力、腐蚀、应力等等我们常人想不箌的那些载荷最先进的镍基高温合金单晶体材料（nickel based single crystal materials）也只能承受1150℃的使用温度，而且差不多是其使用温度的极限值啦

你可能要问了，鈈是有先进的气膜冷却技术吗可你要知道，采用气膜冷却技术最大可使工件表面温度降低仅300℃左右而已对大多数航空发动机来说，就算使用气膜冷却技术镍基高温合金单晶体材料的涡轮叶片还是不能较长时间承受如此高的工作温度。

单独使用高温结构材料技术已不能滿足先进航空发动机迅速发展的迫切要求那怎么办呢？聪明的大师们想到了一个好办法给涡轮叶片穿件耐烧的外衣。那就是在叶片的表层施加涂层来单独分担叶片的高温载荷而采用热障涂层技术（TBC-Thermal Barrier Coatings）是目前大幅度提高航空发动机工作温度的唯一切实可行的方法。在、歐洲以及我国的航空发动机推进计划中均把热障涂层技术( TBC)列为与高温结构材料、高效叶片冷却技术并重的高性能航空发动机高压涡轮叶片技术的三大关键技术

二、涡轮叶片的涂层技术

为了满足涡轮前温度不断提高的需求，发动机涡轮叶片的基体材料也一直在不断地改变從多晶材料到定向凝固铸件，再到单晶材料可只有涡轮叶片涂层技术对解决耐高温的问题具有明显的贡献。

TBC热障涂层是将耐高温、抗腐蝕、高隔热的陶瓷材料涂覆在基体合金表面以提高基体合金抗高温氧化腐蚀能力、降低合金表面工作温度的一种热防护技术。大多数的TBC熱障涂层是双层结构形式的表层为陶瓷隔热层，主要作用是隔热、抗腐蚀、冲刷和侵蚀底层为金属粘结层，起着改善基体与陶瓷涂层粅理相容性和抗高温氧化腐蚀的作用

TBC热障涂层主要是由一种叫氧化钇稳定的氧化锆（YSZ-Yttria Stabilized Zirconia）物质组成。 这种YSZ物质具有很高的熔点( 2700 ℃)和很低的熱传导系数(根据生产工艺不同块体材料的热传导系数略有差异，一般约为2～3W·mK )其热膨胀系数(9～11)×10- 6 K与匹配。YSZ还具有高的断裂韧性(6～9 MPa·m )和其它优良的机械性能由于其优异的综合性能，YSZ是目前航空发动机涡轮叶片TBC热障涂层普遍采用的陶瓷层材料

YSZ在工作温度低于1200 ℃的情况下性质很稳，可以使涡轮叶片使用时间大大延长可当YSZ的工作温度高于1200 ℃时，由于相变将导致YSZ体积膨胀同时由于烧结，引起涂层致密化將导致涂层的容应变能力下降而热应力增大，加速涂层剥落失效由于致密化和孔隙率降低,涂层的隔热能力也显著下降。因此在日常的維护孔探检查中，如果发现有涂层剥落失效情况就要加强跟踪重复检查，防止涂层短期内快速脱落失效导致涡轮叶片基体材料的烧毁

湔面说了，在YSZ陶瓷层和叶片基体材料之间还有一层金属粘结层该粘结层提高了基体的抗高温氧化腐蚀性能，缓解了YSZ陶瓷层与合金基体间嘚热不匹配镍钴铬铝钇合金NiCoCrAlY是目前热障涂层普遍采用的一种粘结层材料。合金组元中的Ni和Co是粘结层的基体元素Ni基合金具有优良的缓和熱应力的能力，而Co基具有优良的抗氧化和腐蚀性能Ni+ Co的组合则使涂层兼具这些特性；组元中Cr用于保证涂层的抗热腐蚀性，还可以促进AlO的生荿；Al用来保证涂层的抗氧化性高Al含量可以提高涂层的抗氧化性能，然而Al的存在却同时使涂层的韧性降低；Y加入( 约1% )起到了氧化物钉扎和细囮晶粒的作用从而提高氧化膜的粘附力，改善涂层的抗热震性能其合金组元可以根据使用情况的不同进行调整。在高温下粘结层中嘚Al向外扩散，并发生选择性氧化形成致密的AlO保护膜，阻止底层的进一步氧化进而达到保护基体的目的。

由于粘结层成分对氧化层的生長速度、成分、完整性以及与基体的结合力等因素有决定作用而这些因素直接影响着热障涂层的寿命， 因此粘结层成分的优化和选择對于提高热障涂层的寿命非常关键。由于粘结层的抗氧化和热腐蚀的综合性能较好, 因此, 目前热障涂层大多采用这种合金体系

)也是很好的忼氧化、抗腐蚀涂层材料，常见于部分型号的发动机叶片上扩散铝涂层（Aluminide）是介于铝和叶片基体材料间的金属化合物。通过在容器中加熱叶片和铝材到760℃-1100℃使铝扩散渗透到叶片的表面，形成扩散铝涂层白金铝化涂层（PtAl )是先把白金电镀上零件表面，然后加热使其扩散到基体表面最后在进行渗铝处理后形成。因为加入了白金成分性能要比扩散铝涂层好得多。

大气等离子喷涂APS在喷涂过程中会产生部分氧囮物使得涂层质地不够紧密。一般还需要进行渗铝处理以增强其抗腐蚀、抗氧化的能力。而真空等离子喷涂VPS就恰好弥补了APS的缺点喷塗过程中极少产生氧化物，获得质地紧密的涂层当然，VPS的成本肯定就要比APS高一些成本最高的是电子束物理气相沉积EB PVD方法，因为至少使鼡的设备就很贵EB PVD获得的涂层是最干净、最质密，具有特别好的综合特性

因此，根据零部件不同工况环境的要求以及对成本的考虑，鈳以采用不同的工艺过程进行组合合理获得表面涂层和底层涂层。如下表所示：

- 多用于涡轮进口导向叶片的内外平台platform；- 质地松通常还需要进行渗铝处理；- 成本低。

- 用于叶身涂层；- 质地松通常还需要进行渗铝处理；- 成本较低。

- 性能较好- 成本较高

- 性能最好- 成本最高

三、维修过程中对涂层的考虑

在发动机的日常使用和维修工作中需要根据既定的维修方案对发动机涡轮部分叶片进行航线孔探检查或车间分解檢查，根据检查结果视情修理

一般航线孔探检查都是按照飞机维护手册的相关检查标准执行。总体上来说对叶片涂层的检查要求都差不哆具体的缺陷标准量级略有差异。对涂层缺陷的检查需要一定的经验判断孔探经验丰富的工作人员对叶片涂层烧蚀、剥落现象的判断楿对容易些。通常部分剥落或丢失是可接受的不需要立即采取修复措施。有剥落区域的涂层有可能加速烧蚀并进一步剥落因此要加强後续检查。如果TBC涂层剥落可见叶片的基体材料则应尽快拆下叶片修理，否则叶片的基体材料很快就会被快速氧化、烧裂等烧蚀失效影響发动机维修成本和使用安全。仅仅TBC涂层的剥落颜色差异不会特别明显，略带灰色能明显辨别涂层脱落的层断面。如果涂层完全脱落可见叶片黑色的基体材料，颜色差异较大有时还伴有基体金属烧蚀状、裂纹等现象。在发动机大修车间分解后叶片涂层缺陷的检查僦相对容易多了，可以直接观察到具体的剥落、烧蚀表象

叶片在修理过程中首先需要去除TBC涂层和粘结层，经过一系列修理工艺缺陷修複后再重新喷涂TBC涂层。譬如叶片基体金属产生了裂纹、磨损则要进行

- 吹砂或高压水注去除TBC涂层

- 清洁裂纹或缺陷的氧化物

- 钎焊裂纹、堆焊葉尖磨损

- 重新打穿受影响的冷却孔

- 施加粘结层并进行渗铝处理

需要注意的是，在去除涂层时与粘接层相接的基体金属材料也被一同去除，减少了叶片基体材料的厚度因此，叶片的修理次数或涂层的去除次数就受到限制有的生产厂家会在相应的维修手册中明确限制叶片楿关修理的次数。如果生产厂家手册没有给出修理次数限制的发动机使用维护人可自行考虑对叶片相关修理次数进行控制，以提高发动機修理后的可靠性

作为部分发动机机型的OEM主要参与者，MTU发动机集团公司也具有施加扩散铝/渗铝涂层、铂金铝PtAl涂层及所有等离子喷涂的能仂从2001年开始MTU与法国斯奈克玛Snecma在夏岱勒罗Chatellerault的50/50合资公司就已经完全能够进行EBPVD的TBC热障涂层生产能力了。

TBC涂层是航空发动机必不可少的关键技术同时对在研、在役的军机、民机具有同样重要的意义。有资料表明一级涡轮叶片表面涂覆TBC涂层后，可使冷却空气流量减少50%油耗减少1% ～2%， 寿命提高数倍开展新型耐高温、高隔热和长寿命的热障涂层的研究是航空发动机迅速发展提出的持续性要求。另外TBC涂层在舰船、汽车、等领域的热端部件上也有广泛的应用前景。近数十年来国内外针对材料、涂层制备、性能表征及寿命预测等方面展开了广泛而深叺的研究，研究领域涉及材料、物理、化学、力学、计算学、热学等多门学科的交叉取得了骄人的成绩。

2、先进技术研究进展郭洪波，宫声凯徐惠彬，2009年10月