第一篇：航空发动机的最新发展以及复合材料的应用
航空发动机的最新发展以及复合材料的应用
北京航空航天大学
摘要：本文介绍航空发动机最新发展，以及关键的复合材料在其中应用 关键词：航空发动机、发展、复合材料
引语:美国“战略之页”网站5月21日文章，两年前，中国宣布用国产引擎WS-10A，替换歼-10战机上装配的俄制AL-31FN。但去年，中国又悄悄订购几百台俄制AL-31FN，没人提大规模使用WS-10A的事了。
中国航空工业在过去的十年里取得了突飞猛进，但作为核心技术的航空发动机仍然不能摆脱对外依赖，完全自主的水平
一、严苛的材料要求
配备在战术战机和攻击机之上的喷气发动机，必须能够在严峻的条件下运行。例如，在飞行过程中，喷气发动机的压缩机叶片要能承受高达自身重量20000倍的离心力。人们常常用“冰质调羹勺搅热汤”来形容涡轮叶片在这种环境下面临的挑战。
航空发动机以其复杂性、深奥的技术以及苛刻的性能参数，堪称航空发展中的顶峰。据约翰逊称，在战机发展过程中，发动机核心就相当于“撑开帐篷的长杆”，是一个项目之所以会拖延的最大原因。航空发动机的材料通常无法按照工业分类指导方法“加工”，因为以工业规模这样做是不经济实惠的。必须全部掌握合金、粉末冶金、单晶叶片技术。
有一个值得注意的例子是，在五家前苏联大型研究机构中，就有一家致力于材料研究，苏联冶金研究非常活跃。在俄罗斯的发动机项目中，掌握热障涂层技术是关键一步。然而，尽管做出了这些努力，但在发动机性能方面，俄罗斯仍然没有可媲美发动机“三巨头”——即罗尔斯·罗伊斯、GE和普惠——的企业。俄制发动机仍然相对较重，而且利用的也并非最顶级材料，燃油消耗率
也相对较高；与美制和欧制顶级喷气发动机
相比，俄制发动机加速度较差，推力重量比较低，寿命较短，可维护性较差。另外，俄罗斯仍然无法利用最新管理技术获得最佳优势。例如，虽然如“土星”公司的AL-31发动机等新型俄制发动机已经配备了全权数控系统，而且全权数控系统的质量较非俄制产品相差不大，但软件质量仍然是一个关键的区别。即便是首批苏-27战机也加装了不同的发动机，因为AL-31发动机当时尚未到位。
作为航空发动机三大巨头之一的罗罗公司，于1971年开始研制特有的三转子RB211型发动机。正是由于复合材料风扇技术没有过关，着急上马的RB211发动机项目研制周期拖延过长，最终导致罗罗的财力无法支持，不得不由英国政府出面收归国有。
二、航空发动机的设计—“材料先行”
英国Rolls一Royce公司认为，传统的航空发动机材料已几乎达到了它的使用极限，需要发展新型的涡轮发动机材料，据该公司预测，在未来的航空发动机上使用的金属基复合材料将有大幅度上升的趋势(见图)。
从图可以看出,作为高温结构材料的超合金是具有耐高温、高强韧、抗氧化、可加工性和良好导热性的材料,具有较全面的综合性能。但随发动机涡轮进口温度的不断提高,超合金由于熔点的限制,最高使用温度已不能满足需要。与超合金相比,金属间化合物与陶瓷可以在更高的温度下工作。图还显示,金属间化合物虽然最高耐温性低于陶瓷,但其韧性、可加工性与导热性远优于陶瓷材料,总体来看,有可能比陶瓷更早地用于发动机承动载荷的关健部件。各类陶瓷材料及各类金属间化合物及其复合材料之间的对比。各类陶瓷材料六个基本性能的比较亦显示各具特色。硅基材料虽然韧性与导热性较低,其Tmax与抗氧化能力都是上佳的,是值得关注的材料系统。各类金属及金属间化合物基系统的相互对比,显示了各自的长处及不足.此图虽仅粗略地描述了各材料系的性能特征,其方向性的参考价值还是值得重视的。
三、中国发展现状
近年来随着冶金和制造技术的发展，中国在航空领域已经取得了一些进步，系统设计、集成和管理已经成为制约发动机生产的最大薄弱环节。在地面测试和高离心和G力飞行中，中国发动机面临着叶片弯曲、破坏及其他问题。为了攻克这个难关，中国的军用喷气发动机制造商需要实现一些生产和流程管理突破，而这些突破与前几年中国在机身与航空电子领域获得的突破一般无二。为了推动这种努力，中国航空工业集团公司旗下发动机公司聘请了经验丰富的发动机设计人员。鉴于在该领域其他方面的进展，而且中国还在继续通过研发和工业间谍活动，获得技术和流程管理知识，中国有可能在未来几年内研制出一款可规模化的可靠型WS-10发动机。
WS-10发动机有潜力提供堪比惠普公司F100涡扇发动机的性能——F100发动机为
F-15和部分F-16战机提供动力。因此，这种发动机或许能够为与F-15战机尺寸相似的歼-11B、歼-15和歼-16战机提供动力。中国至少会在2至5年时间内系列化生产足以为歼-20提供真正五代机性能的强大发动机。
《简氏防务周刊》12月5日报道称，“辽宁”号航母上完成起飞降落的两架歼-15配备俄制AL-31F涡轮风扇发动机。配备了国产WS-10A涡轮风扇发动机的歼-15战机还无法完成舰载起飞降落任务。
在参加本届珠海航展时，俄罗斯战略与技术分析中心专家瓦西里·卡申也表示，虽然中国在机身设计和航空生产技术领域有了巨大提升，但中国军事航空工业仍依赖俄罗斯和乌克兰发动机。高性能航空发动机正是中国航空工业制造商必须要攻克的最后一道难关。
四、美国代表的世界最高水平
据美国《航宇日报》11月2日报道，美国通用电气和普惠公司获得了价值超过6.8
亿美元的演示验证变循环战斗机发动机合同。美国空军希望这两家公司继续完善“自适应发动机技术开发”项目，通过大幅度提高发动机的燃烧效率、大幅度增加发动机推力和飞机航程，生产出第六代作战飞机所需的发动机。
正当人们惊叹第四代、第五代飞机及其发动机的卓越性能时，美国第六代发动机即将面世。，2020后可升级洛克希德-马丁公司的F-35和用于未来的第6代作战飞机。ADVENT是要证实高压比核心机和自适应风扇、可变涵道、低压系统技术能减少作战飞机发动机的单位耗油率(SFC)达25%，为了2020年后发动机尽早进入到工程和制造发展(EMD)阶段，AETD将使发动机充分成熟，ADVENT和AETD正在为发动机发展和成熟的技术是一个“3气流”结构。除常规涡轮风扇发动机的高压核心机和低压涵道气流外还有一个第3气流，外部流路能够打开和关闭。起飞时，第3气流关闭减少涵道比和转移更多的空气流进入到核心机增加推力。巡航时，第3气流打开，增加涵道比减少燃料消耗。
第3气流能够冷却用于发动机热端部件热管理的冷却空气、用作飞机系统热沉的燃料、加力燃烧室和喷口的壁板。这种构造还能够减少飞机的阻力。进气道是按起飞时最大空气流量状态设计，但在巡航时捕获的气流大于发动机的需要，便会造成溢流。第3气流便能够旁路额外的空气，减少溢流阻力，并且增加的流量能够用来填充飞机尾锥部，减少底部阻力。
AFRL计算出自适应技术将会比F-35所用的F135发动机改善发动机的燃料效率25%，增加飞机的作战半径25-30%，留空时间增加30-40%。AFRL表示，发动机还能够有助于应对与像中国这样量级对手的潜在冲突引发的反介入和区域拒止挑战。通过增加超声速巡航半径50%和减少30-74%的空中加油机负担能够实现这一点。
第六代发动机中，新材料的贡献率将达到50%以上。“材料先行”已成为航空发动机研制的客观规律，第六代发动机将采取新材料技术，综合运用单晶材料、热强钛合金、热强镍合金、耐火合金材料、特种合金材料、抗腐蚀保护层等大量新材料，使发动机的重量大大减轻，其推重比可达到15～20，而目前最先进飞机的推重比仅为10。
五，先进复合材料—航空发动机的突破口
传统材料的渐进提高,已不能满足发动机发展,它要求材料与工艺有革命性的变革,要求开辟新的材料体系。作为在更高温度下服役的结构材料。材料科学的发展为航空发动机提供的最有前途材料是复合材料。
1.树脂基复合材料
以减轻重量为主要目的时可选用树脂基复合材料。早在25年以前英国就在RB16
2型助推喷气发动机上应用了树脂基复合材料。用玻璃纤维增强的树脂基复合材料，其强度比铝合金大2倍，而密度比铝合金低25%。他们选用了这种复合材料制造发动机非高温部件以减轻重量，增大推重比，从而改善了IB型三叉戟的起飞性能。以增加刚度为主要目的时，可采用碳纤维增强树脂基复合材料。因为玻璃纤维增强树脂基复合材料的刚度(弹性模量E)低于铝合金‘RB211发动机就采用了碳纤维增强树脂基复合材料制造发动机机罩。这种材料还可用于发动机舱盖及罩等零件。据使用统计，用这种材料代替铝合金，可以减轻重量达25%。
树脂基复合材料具有较高的强度和刚度，低的密度和良好的缺陷容限。可考虑在发动机压气机部分以及排气热回收系统的零件上采用。这种材料的缺点是在大气中易吸潮变形，不能抗高温，使用温度一般不超过280℃。
2.金属基复合材料
和树脂基复合材料相比，金属基复合材料具有良好的韧性，不吸潮，能够耐比较高的温度。金属基复合材料的增强纤维有金属纤维，如不锈钢、钨、被、妮、镍铝金属间化合物等;陶瓷纤维，如氧化铝、氧化硅、碳、硼、碳化硅、硼化钦等。
金属基复合材料的基体材料有铝、铝合金、镁、钦及钦合金、耐热合金、钻合金等。其中以铝铿合金、钦及铁合金为基的复合材料是目前主要选择对象。如以碳化硅纤维增强钦合金基体复合材料可用来制造压气机叶片。碳纤维或氧化铝纤维增强镁或镁合金基体复合材料可用来制造涡轮风扇叶片。又如镍铬铝铱纤维增强镍基合金基体复合材料可用来制造涡轮及压气机用的密封元件。
其他如风扇机匣、转子、压气机盘等零件，国外都有采用金属基复合材料制造的实例。但是这种复合材料存在的最大问题之一是增强纤维和基体金属之间容易发生反应而产生脆性相，使材料性能变坏。尤其是在较高温度下长时使用，界面的反应更为突出。目前解决的办法是根据不同纤维、不同基体，在纤维表面加适当涂层，以及对基体金属进行合金化，以减缓界面的反应，保持复合材料性能的可靠性。
3.陶瓷基复合材料
陶瓷基复合材料具有高的比强度、比模量，高的热稳定性，低的热膨胀系数，抗腐蚀，不吸潮等优点。
瓷基复合材料用的增强剂有碳、硼、氧化铝、碳化硅、尼克龙纤维，或碳化硅晶须或颗粒等。陶瓷基体有氧化镁、氧化铝、碳化硅、氮化硅、莫来石等。这种材料可以用来制造燃烧室、涡轮叶片、导向叶片、排气喷管等零件。使用温度可达160。℃。高于此温，材料的强度及模量便显著下降。这种材料的缺点之一为缺少良好的增强纤维。目前，现有的增强纤维和基体间的相容性欠佳，很难达到既增强又增韧的最佳配合。缺点中最令人担心的是脆性，这种材料的缺陷容限低于其他复合材料。这使人们对这种材
料使用的可靠性产生凝虑。
4.碳/碳复合材料
碳/碳复合材料(C/C)的最显著的优点是耐高温(大于2 200℃)和低密度(约2 g/cm3),可使发动机大幅度减重,以提高推重比,是本世纪最有前途的航空发动机材料之一。因此,成为陶瓷基复合材料当今研究热点之一。如能解决碳/碳复合材料表面以及界面间在中温时的氧化问题,[1,7]并能在制备时提高致密化速度,降低成本,则该材料有望在不远的将来在航空领域进入实用阶段。
五、结束语
在被称为“现代工业技术上的皇冠”的航空发动机上，我国在近些年来取得了令世界瞩目的成就。但作为一门极其复杂的系统工程，要达到国际先进水平，仍然有很多罗要走，仍需要不断地学习积累。复合材料作为其中亟待攻克的一门关键技术，它的发展也将与航空发动机的发展紧密相连。
参考文献：
[1] 隆小庆·燃气涡轮发动机高温部件热腐蚀反应机理的探讨·中国民航学院学报 1994 [2] 张良栋、隆小庆·航空发动机高温氧化腐蚀与保护·全面腐蚀控制 2002年6月 [3] 吴大观·探讨我国航空发动机发展中出现的问题 2000年9月 [4] 张恩和·对我国军用航空发动机发展的思考 2003年8月 [5] 陈炳贻·航空发动机材料的发展·航空科学技术 1998年2月
[6] 金培鹏·潜在的航空发动机材料—碳/碳复合材料·青海大学学报(自然科学版)2004 年6月
[7] 杨峥乔、生儒·航空发动机材料的一现状几和发展·西北工业大学
[8] 傅恒志·未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋向·航空材料学报 1998年12月
第二篇：航空发动机的新材应用-参考（推荐）
毕业论文
名称：作者：学号：（共10页）
航空发动机新材料应用
张梁
03
摘 要
航空发动机发展水平是一个国家国防科技水平的象征，而航空发动机的发展是受材料发展的制约。航空发动机工作环境苛刻，基本处于高温、腐蚀的工作状态，现如今大多采用高温合金，而航空发动机本身设计理念要求其自身“轻质量、高强度”，造成航空发动机在设计时出现结构与选材的相互制约。随着新材料的不断出现与发展，越来越多的新材料已逐渐应用到新型航空发动机上。未来高性能航空发动机在很大程度依赖于先进复合材料等新材料的发展，本文根据航空发动机材料的应用及发展前景进行论述。
关键词：航空发动机 材料发展 耐高温腐蚀 新材料
目录
绪 论
第一章 高温合金
1.1 1.2
绪论
航空发动机的发展不仅能增强国防实力，还能促进国民经济的广泛发展。高推重比、低油耗和高可靠性是航空发动机发展的主要指标。航空发达的国家正在实施推重比为15的综合化高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET），可降低耗油率40%、降低成本60%，为了不断提高航空发动机的推力和效率，要求尽可能提高航空发动机上涡轮进口温度。目前推重比为10的发动机涡轮进口温度已达1580-1650℃。为进一步改善航空发动机的性能，有效地提高发动机推重比，将采用耐高温材料取代金属材料应用在航空发动机上。轻量化是飞机发展的主导，航空工业提出一句口号“为减轻每一克而奋斗”。耐高温材料具有良好的高温强度和高温抗氧化性等综合性能，使得它们能够作为极端环境下使用的候选材料，目前使用的耐高温材料有高温合金、钛合金、金属间化合物、难熔金属、金属陶瓷材料和复合材料、铝锂材料等。
第一章 高温合金
1.1高温合金概述
高温合金是以Fe、Ni、Co为基并能在600℃以上高温能够抗氧化和抗腐蚀并能在一定应力作用力下长期工作的一类金属材料，也称为耐热合金。
高温合金具有优异的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、良好的疲劳性能和断裂韧性等综合性能，已成为航空发动机涡轮叶片、导向叶片、涡轮盘等高温部件的关键材料，高温合金材料的用量占总用量的40%-60%。尤其当今航空发动机中，高温合金被誉为燃气涡轮的心脏。航空发动机用高温合金中，镍基高温合金比重达到55%-65%高温合金使用温度已达合金熔点的85%-90%，密度已达9.0g/cm3，似乎已达到极限，但实际上合金的改进工作仍然在不断进行着。航空发动机用镍基高温合金发展的重点是粉末涡轮盘高温合金和单晶高温合金及相应的高温隔热涂层。1.2 高温合金分类
高温合金材料按制造工艺，可分为变形高温合金、铸造高温合金、粉末冶金高温合金和发散冷却高温合金。按合金基体元素，可分为铁基（含镍量达25％～60％，又称为铁镍基合金）、镍基和钴基高温合金，使用最广的是镍基高温合金，其高温持久强度最高，钴基高温合金次之，铁基高温合金最低。按强化方式，可分为固溶强化高温合金、时效强化高温合金和氧化物弥散强化高温合金。按主要用途又可分为板材合金、棒材合金和盘材合金。此外，按使用特性，高温合金又可分为高强度合金、抗松弛合金、低膨胀合金、抗热腐蚀合金等。1.3 粉末高温合金
粉末高温合金由于具有组织均匀、晶粒细小、屈服强度高、疲劳性能好和偏析少等优点，成为制备推重比达8以上的高性能发动机涡轮盘等关键部件的优选材料，可以满足应力水平较高的发动机的使用要求。我国在20世纪80年代初开始研制粉末高温合金，钢研总院成功研制出发动机规格的粉末涡轮盘材料FGH4095，性能也达到了标准的要求。FGH4095合金650℃时拉伸强度达1500MPa，1034MPa应力下持久寿命大于50h，是当前在650℃工作条件下强度水平最高的一种盘件粉末冶金高温合金。1.4 单晶高温合金
单晶高温合金在,950-1100℃温度范围内具有优良的抗氧化、抗热腐蚀等综合性能，成为高性能先进航空发动机高温涡轮叶片的主要材料。我国研制了DD402，DD406等单晶合金，其中第一代单晶合金DD402在1100℃、130MPa应力下持久寿命大于100h，适合制作工作温度在以1050℃以下的涡轮叶片，是国内使用温度最高的涡轮叶片材料。第二代单晶合金DD406含2%Re，使用温度可达800-1100℃，目前正在先进航空发动机上进行使用考核。1.5 镍基超合金
镍基超合金具有良好的高温蠕变特性!高温疲劳特性以及抗氧化、抗高温腐蚀等综合性能，满足了高推重比先进发动机的使用要求，为了使涡轮机叶片能够承受远超过Ni熔点的温度，除了升高Ni基超合金的使用温度外，还在基体表面涂敷绝热层（TBC），以及采取冷却措施等降低基体温度。CMSX-
10、Rene N6等含Re为5-6%的第三代单晶体Ni基超合金，其使用温度达到1050℃。近年来美国通用电气公司（GE），法国史奈克马公司（SENCMA）和日本国家材料科学研究所(NIMS)开发了第4代单晶体Ni基超合金，该合金不仅添加了Re，还添加了2-3%的Ru以提高合金组织的稳定性。NIMS研制了第5代单晶体Ni基超合金，在第4代合金的基础上增加了Ru含量，使合金的耐用温度达到1100℃。
第二章 钛合金
2.1 钛合金概述
钛合金是以钛为基础加入其他元素组成的合金。钛有两种同质异晶体：882℃以下为密排六方结构α钛，882℃以上为体心立方的β钛
钛合金因具有强度高、耐蚀性好、耐热性高等优点而被用于制作飞机发动机压气机、风扇的盘件和叶片等零件，可以较明显地减轻发动机零部件的质量，从而提高发动机的推重比。在先进发动机上钛合金的用量仅次于高温合金，占发动机总质量的25-40%。近几年国外采用快速凝固／粉末冶金技术、纤维或颗粒增强复合材料等方法研制钛合金，使钛合金的使用温度提高到650℃以上，以此作为高温钛合金的发展方向。
当航空发动机的推重比从4～6提高到8～10，压气机出口温度相应地从200～300°C增加到500～600°C时，原来用铝制造的低压压气机盘和叶片就必须改用钛合金，或用钛合金代替不锈钢制造高压压气机盘和叶片，以减轻结构重量。70年代，钛合金在航空发动机中的用量一般占结构总重量的20%～30%，主要用于制造压气机部件，如锻造钛风扇、压气机盘和叶片、铸钛压气机机匣、中介机匣、轴承壳体等。2.2 钛合金的发展
钛合金是航空航天工业中使用的一种新的重要结构材料，我国一直都在开发低成本和高性能的新型钛合金，努力使钛合金进入具有巨大市场潜力的民用工业领域，同时完全满足国家武器装备的生产需要。
钛及钛合金主要限制是在高温与其它材料的化学反应性差。此性质迫使钛合金与一般传统的精炼、熔融和铸造技术不同，甚至经常造成模具的损坏；结果，使的钛合金的价格变的十分昂贵，大大限制了钛合金的推广发展，未来钛合金的发展会逐步多元化，衍生多种新型钛合金材料，具备低成本、高性能、易加工焊接等的优越性能。
因此，在未来的航空发动机上钛合金将逐渐取代高温合金，钛合金在广泛应用到发动机后，将大大减少航空发动机的质量，使发动机的性能能够得到质的飞跃。随着新型钛合金不断的研发，钛合金在我国民生活也将得到深度的推广使用，大大有利于汽车、医疗等行业的发展。
第三章 耐高温材料
3.1 金属间化合物
金属间化合物是近几十年来研究的一类前景广阔、低密度的高温材料。目前，金属间化合物中熔点超过1500℃的就有300多种，其中Mo3Se、Re3Nb、W2Hf等金属间化合物的熔点都超过了2000℃。近年来Ti-Al和Ni-Al系材料的力学性能及应用研究取得了令人瞩目的成就。
在Ti-Al系金属间化合物中，主要研究的是Ti3Al基合金（TAC-1）、TiAl基合金（TAC-2）以及Ti2AlNb基合金，它们具有低密度（3.8-5.9g/cm3）、高温高强度、高钢度以及优异的抗氧化、抗蠕变等综合性能，成为使用温度在600℃以上非常有潜力的候选材料。Ti3Al和Ti2AlNb合金长期工作温度可达650-750℃，而TiAl基合金工作温度则可达760-800℃。Ti3Al用作航空发动机导向板和涡轮结合环等部件通过了使用考核。
在Ni-Al系金属间化合物中，主要研究Ni3Al基和NiAl基合金。Ni3Al基合金具有良好的耐腐蚀、耐磨损和耐气蚀性能，展示出极好的应用前景。NiAl合金抗氧化性极好，也是一种很有潜力的新型高温结构材料，熔点高达1640℃。3.2 难熔金属材料
难熔金属（W、Re、Mo、Nb等）及其合金具有高熔点、耐高温和强抗腐蚀能力等优点，应用于固液火箭发动机和航天发动机等场合。其中研究和应用最多的主要是W、Re、Mo和Nb等金属。
钨（W）熔点最高，具有较好的抗氧化性和抗热震性，以及很好的抗烧损和抗冲刷能力，常用作发动机喉衬。为了提高钨的性能，在W中渗Cu，可以起到发汗剂的作用；在钨中添加碳化物颗粒（如ZrC或TiC颗粒），可减轻纯钨高温结构材料的质量，并能显著提高其力学性能和抗烧蚀性能；在钨中加入Re提高其塑性和强度，可增强材料的抗热疲劳性能和抗热振动能力。
铼（Re）具有高温强度大、耐磨、抗蚀等优异的综合性能，是高温环境中极有前途的候选材料。成本高、密度大（21g/cm3）、机械加工性能差及在升温时较低的抗氧化性是铼的主要缺点。可通过加铱（Ir）保护层来提高铼的抗氧化性。Ir-Re层状材料已在火箭发动机环境中进行测试，其使用温度超过2200℃，测试结果良好。
钼（Mo）的成本和密度都较低，而且Mo的硅化物（如MoSi2）具有优异的抗氧化性能，使用温度可达1700℃。但是Mo的延展性很差，在高温下易氧化。Mo和Si、B形成的三元化合物具有极高的高温强度，在1773K时屈服强度仍在1GPa以上，与其他高温结构使用的难熔金属基或陶瓷基材料相比，其性能非常优异。
铌（Nb）具有密度低和抗蚀性良好等优点，但Nb易氧化，使用时需进行表面涂覆处理。Rosenstein采用快速凝固工艺研制了含B或N的过饱和Nb基难熔合金。在温度达到2200℃时，Nb基合金仍保持良好的力学性能。Nb基难熔合金已用于小型液体火箭发动机。3.3 金属陶瓷材料
金属陶瓷是介于高温合金和陶瓷之间的一种高温材料，它兼顾了金属的高韧性、可塑性和陶瓷的高熔点、耐腐蚀和耐磨损等特性，在航空航天等领域中拥有广阔的应用前景。
按照陶瓷相的不同，金属陶瓷可分４类：
1、氧化物基金属陶瓷；
2、碳化物基金属陶瓷；
3、硼化物基金属陶瓷；
4、含石墨和金刚石状态的金属陶瓷。
金属陶瓷具有良好的耐磨性与高温强度，可用于制造航空或航天发动机的阀、静止的环件等。硼化铬晶体和铬－钼合金粘结的硼化铬金属陶瓷具有良好的断裂强度和足够高的抗热震性，可用于制备燃气涡轮叶片、喷气发动机的喷管和内燃机阀座等。
碳硅化钛（Ti3SiC2）是其中研究最多的一种材料，具有耐高温、抗氧化能力强、强度高、热稳定性高的特点，又具有金属材料的导电、导热、可加工性、塑性等优异性能，是一种综合陶瓷材料。碳硅化钛在1200-1400℃高温下，强度比目前最好的耐热合金还高，又易加工，故完全可作高温结构材料用，其高温强度与抗氧化、抗热震等性能优于Si3N4，有可能用于片或涡轮叶片。
第四章 复合材料
4.1 金属基复合材料
金属基复合材料与传统金属材料相比，具有更高的比强度、比刚度、耐高温和结构稳定性等优异性能。钛基、钛铝化合物基和高温合金基复合材料耐温能力较强，是航空发动机中温（650-1000℃）部件的候选材料。连续纤维增强钛基复合材料具有高比强度、高比刚度、良好的耐高温及抗蠕变、抗疲劳等优异性能，是适用于700-900℃的航空发动机用轻质耐高温的理想结构材料。在新一代高推重比航空发动机上，利用SiCf/Ti复合材料制造整体叶环代替压气机盘和叶片，可大大减轻发动机部件的质量，从而大幅度提高发动机的推重比。SiCf/Ti复合材料在航空发动机上的典型应用是叶环类和轴类零件，美、英等国均研制出了多个零部件，并进行了发动机考核试验。罗罗公司制备的SiCf/Ti叶环质量减少３7％，使用温度提高10％，转速提高15％。
近年来，由于硅化物熔点高（高于2000℃），在1600℃具有良好的热稳定性、抗氧化性和良好的力学性能，被广泛应用于航空航天等领域。硅化物中Nb5Si3熔点最高，Ti5Si3密度最低。MoSi2的熔点虽低于上述两种材料，但是其高温抗氧化性能却位居所有金属硅化物之首。难熔金属硅化物基复合材料逐渐成为高温材料研究的新热点之一。
4.2 陶瓷基复合材料
陶瓷基复合材料具有密度低、耐高温、高热导率、高弹性模量等优异的物理性能，并能在高温下保持很高的强度、良好的抗热震性和适中的热膨胀率，对减轻发动机涡轮叶片质量和降低涡轮叶片冷气量意义重大，是高温领域最有前途的材料。在2000℃以上氧化气氛中可用的候选材料主要是碳化物和硼化物。4.2.1碳化物陶瓷基复合材料
连续纤维增强的SiC陶瓷基复合材料目前主要有SiCf/SiC（SiC纤维增强）和Cf/SiC（C纤维增强）两大类，具有高韧性、低密度、良好的热稳定性和化学稳定性等优点。Cf/SiC在惰性环境中超过2000℃仍能保持强度、模量等力学性能不降低，但在高于400℃的氧化性气氛中易氧化，导致材料性能降低。SiC纤维具有较高的抗氧化能力，与SiC陶瓷基体有极好的相容性，氧化气氛中长期使用温度可达1400℃，使得SiC纤维强化的复合材料在性能上进一步提高。SiCf/SiC的主要应用领域包括推重比达10以上的航空发动机热端及测温保护部件。
HfC陶瓷的熔点高达3928℃，具有线膨胀系数相对较低、硬度较高等优点，能较好满足高温环境下的使用要求，但是抗氧化性能较差。在HfC内添加Ta和Pr可以改善其抗氧化性。ZrC陶瓷的性质与HfC相似，ZrC一般与其他材料复合使用，如使用SHS工艺制备的ZrB2和ZrC粉，在1800℃进行SPS烧结，可以研制出高致密度的ZrB2-ZrC复合材料，其硬度可达17.8GPa,断裂韧性为3.8MPa·m1/2。通过添加镧烧结助剂，在无压烧结的条件下可以得到ZrB2-ZrC复相陶瓷。此外，ZrC还可以与C、SiC等材料制备成ZrC/C和ZrC-SiC复合材料。4.2.2硼化物陶瓷基复合材料
ZrB2和HfB2等硼化物具有高熔点、高硬度、高热导率和良好的抗热震等优点。单相ZrB2和HfB2在1200℃以下具有良好的抗氧化性，高温环境加入SiC可以显著提高它们的抗氧化性能。
ZrB2-SiC材料具有很高的强度（超过1000MPa）、抗氧化性和良好的抗热震性。ZrB2-SiC复合材料在1800-24--℃范围内在最外层形成SiO2层，在最内层形成ZrO2，SiC与ZrO2在内部氧化区内共存。通过添加高强度、高硬度的SiC纤维来制备ZrB2-SiC复合材料，可以明显提高抗弯强度和抗氧化性。
HfB2-SiC体系中，SiC可以显著提高抗氧化性能，在高温时形成玻璃相的硅酸盐覆盖在材料的表层，该玻璃相在1600℃以下具有良好的保护作用。
美国宇航局在研究ZrB2-SiC和HfB2-SiC材料的基础上，又系统研究HfB2/HfC/SiC三元复合陶瓷。结果表明：三元陶瓷的综合性能要比ZrB2/SiC或HfB2/SiC性能更优异，是发动机热端等关键部件最有前途的超高温候选材料。4.3 树脂基复合材料
树脂基复合材料凭借比强度高、比模量高、耐疲劳与耐腐蚀性好和阻噪能力强等优点，在航空发动机冷端部件（风扇机匣、压气机叶片、进气机匣等）和发动机短舱、反推力装置等部件上得到了广泛应用。树脂基复合材料已经发展到了耐温450℃的第四代聚酰亚胺复合材料，形成了从280-450℃涵盖四代的耐高温树脂基复合材料体系。
聚酰亚胺树脂是耐高温树脂的代表，具有良好的耐热性、力学性能和工艺性能等优点，主要有BMI型、PMR型和乙炔基封端的聚酰亚胺树脂。其中，PMR型聚酰亚胺树脂基复合材料耐温最高且应用技术最成熟，在航空（尤其是航空发动机）、航天等领域得到了广泛的应用。PMR-15聚酰亚胺树脂是第一个广泛使用的PMR聚酰亚胺高温复合材料树脂，具有优异的力学性能及良好的热氧化稳定性，可在288-316℃使用1000-10000ｈ；AFR-700B和RP-46树脂基复合材料具有优异的力学性能、较高的耐热性和良好的工艺性能；PMR-II-50复合材料已应用于发动机导向叶片衬套；北京航空制造工程研究所采用HT3/KH-304复合材料制造出了发动机外涵道；北京航空材料研究院采用LP-15/G827复合材料制备的航空发动机分流环已装机试用。4.4 C/C复合材料
C/C复合材料具有质量轻，比强度高，比刚度高，模量高，烧蚀性能、抗蠕变能力及抗热震性能良好等优点。惰性气氛中温度从室温升至2200℃，C/C复合材料的强度不断增加；大气中温度超过350℃时C/C复合材料易氧化，引起性能降低，造成应用极为有限。为了发挥C/C复合材料的全部潜能，研究氧化保护措施非常关键。抗氧化处理分为三类。
一、CVI工艺，比如使用有机硅烷气体热解，形成C/__（C/SiC）混杂基体复合材料，提高其抗氧化性；
二、料浆浸渍－热解工艺，即在浆料中加入添加剂（如SiC、ZrB2、Al2O3等），碳化后使用浸渍剂反复循环浸渍碳化；
三、改变表面涂层工艺，较成功的涂层包括HfC、TiC和Ir-Re等。杨艳波等采用等离子喷涂方法在碳／碳复合材料上制备了钨／碳化钛复合涂层并进行了涂层抗烧蚀性能研究，碳化钛涂层具有较好的热化学稳定性，烧蚀后没有明显的氧化现象。美、俄、法等国家近年来提出用SiC、HfC、TaC、NbC等难熔碳化物涂层来提高碳／碳复合材料的抗氧化能力，从而降低烧蚀率，承受更高的燃气温度，保证工作的可靠性。通过减少碳来源材料中的杂质、增加石墨化的程度、采用内部氧化抑制剂以及采用氧化保护涂层可抑制氧化。基于金属碳化物和金属氧化物的涂层与内部抑制剂相结合用于氧化保护，使用温度可达1600℃。最近，美国X-43A的尖锐前缘采用了C/C复合材料，其能够承受高达2200℃高温。
第五章 涂层材料
5.1 涂层材料简介
在合金表面施加防护涂层，既能提高合金抗高温氧化与热腐蚀性能，又可保持合金的力学性能，这方面取得了较好的进展，已广泛应用于航空航天、石油化工等领域。这里主要介绍镍基高温合金的防护涂层，包括扩散涂层、包覆涂层、热障涂层及新型高温涂层。扩散涂层是在高温下利用元素的渗透技术，将一些具有保护性的元素（如Al或Cr）扩散到基体中，利用其在高温下与空气中的氧所形成的氧化物来保护基体金属。在扩散涂层的形成过程中，基体参与涂层的形成，基体中的元素进入到涂层中，涂层下面的基体中形成扩散层。扩散涂层包括渗铝涂层、改性铝化物涂层。包覆涂层是利用各种物理的或化学的沉积手段在合金表面直接制备一层保护性薄膜。包覆涂层沉积时基材不参与涂层的形成，只提高与基材的结合力，故涂层成分的选择范围更广。包覆涂层按材料属性可分成金属涂层和陶瓷涂层两类。金属涂层最典型的是MCrAlY涂层。其中M为Fe、Co、Ni或它们的组合，Al用来形成保护性的Al2O3膜，Cr用来促进氧化膜的形成，并提高抗热腐蚀能力，Y用来提高氧化膜的附着力。陶瓷涂层中Al2O3涂层最具代表性。由于Al2O3具有良好的抗氧化性，故在合金表面制备一层Al2O3涂层，可以起到隔离气体介质，阻碍元素在高温下的迁移，直接对基体提供保护，降低合金氧化速度的作用。热障涂层（TBCs）由隔热性能良好的陶瓷氧化物面层和金属粘结底层组成，其作用为降低热端部件的工作温度，防止部件的高温腐蚀，改善材料的抗冷热疲劳性能，从而延长工件的使用寿命。新型耐蚀涂层包括多层涂层、梯度涂层、复合陶瓷、纳米晶涂层、智能涂层和玻璃基涂层等。
第六章 结论
发动机的温度范围和寿命要求是选择材料的最重要的准则。航空发动机要求高速、高温、高压大功率，因此材料必须具有高熔点、高强度、高硬度、高韧性、耐腐蚀等特性。现代发动机主体仍然是高温合金、钛合金等金属材料，未来会大量使用复合材料，防护涂层等新型材料，不断以减轻航空发动机质量为理念，将更多的新型材料应用到航空发动机上，使我国的航空发动机水平不断提高，实现中华民族的伟大复兴！
第三篇：航空发动机复合材料的应用与研究
航空发动机复合材料的应用与研究
[摘要]：由于航空工业的迅猛发展，航空发动机复合材料应运而生，本文简单介绍了航空发动机复合材料的发展状况，以及主要的发展趋势，分析了发动机材料的各自独特的特性，并突显了复合材料在航空发动机发展中重要地位，为未来航空发动机的相关研究和研发奠定基础，使航空发动机相关制造工艺上再上一个新台阶。
[关键词]：发动机 C/C CMC 陶瓷基复合材料
中图分类号：V250.1 文献标识码：A 文章编号
1.引言
科学技术迅速发展，特别是尖端科学技术的突飞猛进，对材料性能提出了越来越高、越来越严和越来越多的要求，传统的单一材料已不能满足实际需要。这些都促进了人们对材料的研究逐步摆脱过去单纯靠经验的探索方法，而向着按预定材料的研究方向发展。此时，复合材料就应运而生。
2.发动机复合材料
飞机、发动机结构材料家族中，复合材料是新成员。它是现代科学技术不断进步的结果，也是材料设计方面的一个突破。它综合了各种材料如纤维、树脂、橡胶、金属、陶瓷等的优点，按需要设计、复合成为综合性能优异的新型材料，复合材料已成为21世纪航空结构的支柱性材料。
2.1 碳/碳复合材料
1958年美国Chance-Vought航空公司科研人员在测定碳纤维增强酚醛树脂基复合材料中的碳纤维含量时，由于实验过程中的操作失误，聚合物基体没有被氧化，反而被热解，意外地得到了C/C复合材料，从而诞生了C/C复合材料。
80年代初，美国就开始研制碳/碳涡轮盘和涡轮叶片，以后又先后进行了F100飞机发动机的燃烧室和喷管试验，JTD试验机低压整体涡轮盘及叶片试验（运行温度为1649，比高温合金涡轮盘高出555），还进行了1760 地面超速试验。德国、俄罗斯和日本已相继成功研制涡轮外环和整体涡轮。此外，90年代初期，美国已在实施将碳/碳用于超高飞行器的飞机结构材料的计划，以实现飞行器全碳/碳株结构的设计和制造。
面对当今航空发动机对材料的要求的不断提高，C/C复合材料的发展方向为：（1）发展C/C的低成本快速致密化工艺。C/C复合材料的生产周期过长和致密化不均匀是影响其成本的主要因素，应该重视发展高效、高性能的致密化工艺；（2）加强涂层C/C在发动机工作环境下的试验考核研究。
2.2 树脂基复合材料
树脂基复合材料是由以有机聚合物为基体的纤维增强材料，通常用玻璃纤维、碳纤维或芳纶纤维增强体，经过特殊工艺加工而成的一种先进的复合材料。随着材料技术不断发展，各种先进树脂基复合材料在航空工业用量持续增加。它具有重量轻、强度高、耐介质、耐高温性能好、耐冲击性能强等一系列突出的特点，在日益发展的航空工业上广泛应用。
为适应新一代飞机对高性能材料的需要，各发达国家对先进树脂基复合材料的研究和开发都投入了大量的人力和物力，近几年来，在材料性能提高、工艺改进、成本降低等方面取得了重大的突破和发展。
近年来先进树脂基复合材料的发展主要围绕提高工作温度、改善湿/热性能、增大断裂韧性、降低制造成本等几个关键技术进行，航空发动机复合材料用高温树脂以聚酰亚胺（PI）为基础。其现状及发展趋势主要是：（1）提高耐热性，（2）提高冲击韧性，（3）低成本复合材料制造技术。
2.3 陶瓷基复合材料
陶瓷基复合材料在航空工业领域是一种非常有发展前途的新型结构材料。特别是在航空发动机制造应用中，越来越显示出它的独到之处。陶瓷基复合材料除了具有重量轻、硬度高的优点以外，还具有优异的耐高温和高温抗腐蚀性能。目前陶瓷基复合材料在承受高温方面已经超过了金属耐热材料，并具在很好的力学性能和化学稳定性，是高性能涡轮发动机高温区理想的极好材料。
20世纪初期，主要的陶瓷基复合材料产品是以 或 纤维增强的 和 基复合材料，用于制造静止零件，如加力筒体、燃烧室瓦片、喷嘴、火焰稳定器等以代替高温合金。
陶瓷基复合材料（CMC）的密度仅为高温合金的1/3～1/4，最高使用温度为1650。其“耐高温和低密度”特性是金属和金属间化合物无法比拟的，因此美、英、法、日等发达国家一直把CMC列为新一代航空发动机材料的发展重点，并投入巨资进行研究。
目前世界各国针对下一代先进发动机对材料的要求，正集中研究氮化硅和碳化硅增强陶瓷材料。并取得了较大进展，有的已开始应用在现代航空发动机中。例如美国验证机的F120型发动机，它的高压涡轮密封装置，燃烧室的部分高温零件，均采用了陶瓷材料。法国的M88-2型发动机的燃烧室和喷管等也都采用了陶瓷基复合材料。
3.结束语
本文通过对复合材料发展的介绍，并列举出碳/碳复合材料、树脂基复合材料和陶瓷复合材料的应用情况，以及技术工艺等情况，在航空发动机的发展道路上展现了复合材料的光芒。对今后航空发动机新型复合材料的研制、改进有一定的意义。
参考文献
[1] 兰天.俄第六代航空发动机新材料和新工艺[M].上海：科技大世界学出版社，2000.[2] 刘伯操.航空材料选用目录[M].北京：中国航空工业公司出版社，1995.[3] IRWIN STAMBLER.Europe has own technology base to compete with ATS program in us[J].Gas Turbine Wrold，1995，25（6）：26-29.The research and application of aeroengine
composite materials
Zhu Li Luo Yanchun Chen Yu Wang Xin
（Air Force Aviation University，Changchun 130022，China）
ABSTRACT： With the rapid development of aviation industry，the aviation engine composite emerge as the times require，this paper simply introduces the development status of aeroengine composite materials，as well as the main trend of development，analysis the characteristics of engine materials are unique，and highlights the composite materials in aircraft engine development in an important position，to lay the foundation for the future research and development of aero engine，the engine manufacturing process to the last new step.Key words： engine； C/C； CMC； Ceramic matrix composite materials
第四篇：复合大豆磷脂粉生产与应用
复合大豆磷脂粉生产与应用
大豆磷脂是从生产大豆油的油脚中提取出来的产物，在大豆中的含量为1.2%～3.2%.它是由甘油、脂肪酸、胆碱或胆胺所组成的酯，能溶于油脂及非极性溶剂中。大豆磷脂的组成成分复杂，主要含有卵磷脂（约含34.2%）、脑磷脂（约含19.7%）、肌醇磷脂（约含16.0%）、磷酯酸丝氨
大豆磷脂是从生产大豆油的油脚中提取出来的产物，在大豆中的含量为1.2%～3.2%.它是由甘油、脂肪酸、胆碱或胆胺所组成的酯，能溶于油脂及非极性溶剂中。大豆磷脂的组成成分复杂，主要含有卵磷脂（约含34.2%）、脑磷脂（约含19.7%）、肌醇磷脂（约含16.0%）、磷酯酸丝氨酸（约含15.8%）、磷脂酸（约含3.6%）及其他磷脂（约含10.7%）.其中最主要的3种磷脂为：卵磷脂，是由甘油、脂肪酸、磷酸和胆碱组成；脑磷脂，与卵磷脂的结构相似，它含的氨基醇是乙醇胺而不是胆碱；肌醇磷脂，是由甘油、脂肪酸、磷酸和肌醇构成。大豆磷脂在畜禽体内脂肪代谢、肌肉生长、神经系统发育和体内抗氧化损伤等方面发挥很重要的作用。近年来，大豆磷脂作为饲料添加剂代替部分脂肪已初步应用于饲料工业。
1大豆磷脂的理化性质
纯净的大豆磷脂在高温下是一种白色固体物质，由于精制处理和空气接触等原因而变成淡黄色或棕色。大豆磷脂溶于油脂、脂肪酸和苯、乙醚等有机溶剂，部分溶于乙醇，极难溶于丙酮和乙酸甲酯，不溶于水。磷脂具有亲水胶体的性质，遇水时能吸水膨胀，从而使其在油脂中溶解度大大降低，从油中析出。在磷脂分子中，有磷酸根和氨基醇亲水基团及碳氢键疏水基团，故磷脂能起表面活性剂作用，能使水、油两个不相溶的相形成稳定的乳胶体，这是因为磷脂在水、油两相之间形成一个界面层而降低油与水之间的表面张力，成为很好的乳化剂和分散剂。磷脂在空气中或阳光中不稳定，易氧化酸败而变黑，但在油脂中却比较稳定。磷脂的耐热性能较好，但温度超过150℃会逐渐分解。磷脂在酸碱条件下易水解，其产物为脂肪酸、甘油、磷酸、氨基醇及肌醇等。
2大豆磷脂的种类
根据大豆磷脂加工工艺的不同，可将其分为以下几个类型：
2.1天然粗制磷脂
由大豆精炼油的副产品（油脚）真空脱水而制得，亦称为浓缩大豆磷脂。产品的丙酮不溶物（磷脂和糖脂）含量为60%～64%,大豆油含量为36%～40%.2.2改性大豆磷脂
由浓缩大豆磷脂经化学改性而制成，具有较好的亲水性和水包油（O/W）乳化功能。改性方法主要有3种：物理法、化学法和酶法。其丙酮不溶物含量与天然粗磷脂含量相同，但其乳化性和亲水性能较浓缩大豆磷脂有显着提高，因此在饲料添加性能、液体饲料制备和能量的消化吸收方面有更大的优势，在饲料中应用广泛。
2.3粉末大豆磷脂
浓缩大豆磷脂经丙酮脱除油脂后的高纯度磷脂产品，也称脱油磷脂粉。色泽为米黄色或浅棕黄色，呈粉粒状，丙酮不溶物含量为95%～98%.2.4精制大豆磷脂
经丙酮沉淀制得的粉末大豆磷脂可经乙醇油提进行纯化，乙醇处理后分为醇溶部分和醇不溶部分。醇溶部分磷脂酷胆碱含量高，增强了其亲水性，是O/W型乳化剂；醇不溶部分分为磷脂酸乙醇胺和磷脂酷肌醇，是W/O型乳化剂。
2.5磷脂油
植物油和脂肪酸稀释的磷脂产品，粘度低，易于泵送或喷涂。磷脂含量一般为30%～52%.2.6粉状大豆磷脂
液态磷脂加载体而形成的固体粉状产品。磷脂含量为10%～50%.2.7漂白大豆磷脂
粗磷脂经过过氧化氢漂白后进一步脱水所得的产品，含水量小于1%.3大豆磷脂的生理营养作用
大豆磷脂产品的主要成分有油脂、磷脂、胆碱、不饱和脂肪酸和维生素E等。磷脂是生物膜的重要组成部分，是动物脑、神经组织、骨髓和内脏中不可缺少的组成部分，对幼龄动物的生长发育非常重要。大部分磷脂以脂蛋白复合体的形式存在于细胞壁基质、细胞膜、髓鞘、线粒体和微粒体中，其作用是使非极性物质具有很高的通透性。磷脂还参与脂类的代谢，促进饲料中脂类的消化。吸收、转运和合成，防止脂肪肝的产生。磷脂不仅参与脂肪酸的代谢，而且改善维生素 A的吸收。磷脂还参与钠离子与钾离子的活动，激活一些神经组织。磷脂与不饱和脂肪酸中的必需脂肪酸作为组织细胞不可缺少的成分，还可增强组织器官功能，提高动物机体免疫系统活力，增强抗应激能力和抗病力。胆碱可节约动物体内部分蛋氨酸。油脂中的亚油酸、亚麻酸是动物体不能合成的，是细胞结构和机体代谢不可缺少的，必须从饲料中摄取。维生素E具有抗氧化作用，保护饲料中的其他维生素和不饱和脂肪酸。
4大豆磷脂在动物生产中的应用
4.1预防脂肪肝
鱼类营养性脂肪肝严重影响鱼的生长、肉质和抗病力；鸡的脂肪肝可导致产蛋率下降、死亡率升
高。脂肪肝综合症的生理原因主要是缺少磷脂，因为磷脂对脂肪代谢是非常重要的。磷脂分子具有乳化特性，所含的不饱和脂肪酸能酯化胆固醇，在血液中调节脂肪、胆固醇的运输和沉积。动物在肝中合成磷脂，并可通过形成脂蛋白不断把这些脂肪转运到肝外。脂蛋白是磷脂、胆固醇、甘油三酯和阿扑蛋白的复合物，如无足够的磷脂，脂蛋白便不能形成，肝内则会充盈脂肪。由于肝壁薄组织被脂肪浸润，其他重要的化学过程和合成就不能顺利进行，这样机体的其他有关功能将受到影响。因此，在饲料中补充一定量的磷脂，使脂蛋白的合成顺利进行，肝内的脂肪便可输运出，预防脂肪肝的发生。曹俊明等（1997）对草鱼的研究表明，当饲料中添加一定量的大豆磷脂时，草鱼肝脏脂肪脂质含量大幅度降低。
4.2改善动物的体脂构成
在饲料中添加适量的大豆磷脂可提高屠宰率、降低腹脂和改善肉质。由于大豆磷脂产品含有一定量的不饱和脂肪酸，如二十碳五烯酸（EPA）和二十二碳六烯酸（DHA）,动物采食含大豆磷脂的饲料，其体脂中这些不饱和脂肪酸的含量会相应提高，从而达到改善体脂的目的。邵邻相等（1996）在高脂日粮中添加大豆磷脂饲喂大鼠，结果大鼠血清中胆固醇、甘油三酯及极低密度脂蛋白含量明显降低，这说明大豆磷脂有降低血脂的作用。曹俊明等（1997）的试验表明，用含5%磷脂的饲料饲喂草鱼，52d后肝、胰脏的脂肪酸组成发生了变化，EPA和DHA含量显着升高，说明大豆磷脂可改善草鱼体脂构成。王若军等（1997）的试验表明，大豆磷脂可完全替代肉鸡日粮中的豆油，可提高屠宰率，降低腹脂和改善肉质。
4.3提高生长效率和饲料转化率
4.3.1猪
国内外的研究表明，在仔猪断奶后14d内由于胆汁分泌不足，仔猪对脂肪的乳化能力较弱。在仔猪饲料中添加磷脂可提高日粮粗蛋白质和能量的消化率，减少因消化不良导致的腹泻，促进代谢，改善增重和饲料转化率。Gunther（1994）研究表明，在断奶仔猪日粮中添加0.2%脱油大豆磷脂，仔猪的日增重比对照组提高9.5%,料重比降低7.5%;添加0.6%日增重提高17.1%,料重比降低12%.甘溢凌（2000）进行的大豆磷脂对断奶仔猪的试验表明，添加大豆磷脂组仔猪日增重提高6.8%,节约饲料约5.4%.在生长猪日粮中添加大豆磷脂也有同样的效果。李立（1999）的试验表明，生长猪日粮中添加5%大豆磷脂，日增重可提高7%.4.3.2牛
有研究证实，添加磷脂可显着改善小牛对人造奶中非乳脂的消化率。在小牛饲料中添加大豆磷脂40～50g/d,5个月中试验组平均日增重为870～880g,比对照组提高53%～64%.同时在饲料中添加磷脂和脂肪，可解决给小牛喂酪蛋白、乳糖、矿物质和维生素的合成日粮时出现的代谢紊乱和生长迟缓问题。
4.3.3家禽
有研究报道，在肉仔鸡料中添加磷脂可改善仔鸡的生长状况，并可增加肝中维生素A的贮存，促进骨的生长。耿庆辉（1996）的试验表明，在肉鸡日粮中添加2%改性磷脂，可提高增重7%～10%,饲料报酬提高5%～8%;给产蛋鸡饲喂含1.5%大豆磷脂的饲料，产蛋率提高9.9呢，饲料报酬提高9.2%.常开成（1998）用浓缩大豆磷 脂全部替代蛋鸡日粮中3%的油脂，添加磷脂组蛋鸡多产蛋7.l%,蛋白质消耗减少7.2%.4.3.4水产动物
鱼类在孵化后的快速生长中，需要丰富的磷脂来构成细胞的成分，当磷脂的生物合成不能充分满足仔鱼的需求时，需要在饲料中添加磷脂。另外，饲料中的磷脂还能促进甲壳动物对胆固醇的利用，提高甲壳动物的生长和成活率。虾在不同生长时期对磷脂的需要量不同，幼虾因不能合成足够的磷脂供生长和代谢的需要，因而幼虾对磷脂的需要量高。Abramo等（1981）的研究证明，龙虾需要卵磷脂以确保它在脱壳期间的生存。日本科学家指出，日粮中含0.5%～l%的磷脂对幼虾的生长和成活是必需的。薛永瑞等（1989）的试验表明，在鲤鱼饲料中添加2%的改性大豆磷脂，比对照组增产30.7%,饲料系数降低0.21,饲料成本降低了9.63%.Poston（1990）在饲料中添加4%或8%的大豆磷脂，明显降低了大西洋鲑的饵料系数。Kanagana等（1985）报道，在虾料中添加1%大豆磷脂可提高虾的生长速度和成活率。
5影响大豆磷脂应用的因素
随着畜牧业和饲料工业的飞速发展，饲料在市场上的竞争日趋激烈。大豆磷脂产品作为一种替代植物油，降低饲料成本的能量原料，被越来越多的厂家、养殖业户所重视和使用。但是，由于这种产品在国内处于刚刚开发阶段，技术尚不十分成熟，产品质量良莠不一，国内饲料行业又没有制定相应的质量标准，再加上有的使用单位对其性能与质量不清楚，所以该产品也给一些饲料加工企业及养殖户带来了很大的损失。近年来，东北地区的很多饲料加工企业应用磷脂后的质量事故；如饲料发霉、变质、肉鸡发生脑组织软化、白肌病、免疫力下降、腹泻、采食量下降，甚至拒食等。很多事故是由磷脂导致的或与磷脂有直接关系。
其次，由于粉末磷脂加工成本及使用成本较高，饲料工业中使用的基本上是粗制大豆磷脂，常温下为半固态，粘度非常大，用于饲料添加不能混合均匀，即便是高温流动状态下加入也难于混合。为解决磷脂在饲料中的混合问题，复合磷脂粉（粉状大豆磷脂）在近些年得到了很好的发展。
6复合磷脂粉的生产
复合磷脂粉的生产工艺很简单，就是将玉米膨化后与磷脂油混合即可。
目前，东北地区有众多厂家生产复合磷脂粉，我公司的膨化机用户也有很多从事该产品的生产。需要注意的是，复合磷脂粉中的膨化玉米比普通膨化饲料玉米膨化度高，要求较高的吸附性能，以生产出含脂肪及磷脂较高的产品。我们的用户一般采用45～50%的膨化玉米粉吸附50～55%的磷脂油，终产品为浅黄色至棕黄色粉状，具有大豆磷脂及膨化玉米固有香味，含磷脂、豆油、蛋白质、碳水化合物、胆碱（0.8%-1.1%）、必需脂肪酸（16-20%）VE等，主成分：粗脂肪≥50%、粗蛋白4-7%、磷脂≥30%、水分≤6%、酸 价≤20%、粒度（目）20-30、能量（大卡/千克）≥6000.7复合大豆磷脂粉的应用
复合大豆磷脂粉可提高饲料的能量和营养价值；提高饲料转化率，降低饲料系数；改善饲料的适口性，具有诱食作用；提高制粒的物理质量和产量，减少饲料在挤压成形时的粉料损失和能量消耗；防止粉尘飞扬和饲料自动分级；减少水产饲料中水溶性营养素的溶失；改善水产饲料在水中的漂离和沉降；减少饲料浪费和水质污染；促进脂质消化吸收，预防脂肪肝；促进幼龄动物生长发育，提高成活率；提高动物生长速度和生产性能；提高动物繁殖能力，增强动物机体抗病能力；便于饲料加工，可替代部分油脂和合成氯化胆碱。
7.1 肉禽用
改善适口性，缓解应激，缩短出栏时间。
提高免疫系统，增强抗病力，有效预防脂肪肝、腹水综合症及猝死症。提高屠宰率，降低腹脂，改善肉质风味，有效增加肝重。全增重率提高5%,成活率提高1.5%,料肉比降低2%,代谢能≥5.69MCal/kg直接添加 ,前期1.5～3%,中期2.5～4%,后期3.5～5%.7.2 蛋禽用
提高蛋壳质量，减少破蛋、白班蛋及肉班蛋，改善蛋黄质量，增大蛋卵个头。提高受精率、孵化率。增强免疫系统活力，缓解应激。
产蛋率提高越5%,枚蛋增重2.5克左右。产蛋高峰期延长半月之久。直接添加，蛋禽2～5%.7.3乳猪、仔猪、育肥猪用
有效降低粉料的粉尘量。
改善适口性，促进生长，提高成活率，缩短出栏时间，缓解应激。增强抗病力和仔猪的御寒能力。成猪皮薄细腻，皮毛光亮，瘦肉率提高。提高增重：仔猪5%,生成猪3%,降低料肉比，仔猪：2%,生长猪：1%左右。消化能5.19MCal/kg.7.4水产用（鲤、鲫、鳗、虹鳟、鲑鱼、罗非鱼及虾、蟹、甲鱼等）
提高饲料颗粒质量，减少水溶性维生素在水中的散失，具有诱食作用改善适口性。提高成活率，特别是甲壳类在幼苗和脱壳期的成活率。增强免疫系统活力，缓解应激；有效预防脂肪肝，肾脏和肠内出血、贫血等疾病，磁降低体侧弯及大腹腔发生率，保持自然条形。提高越冬和运输成活率。
有利色素沉积，保持天然体色，并提高机体组织磷脂含量，改善肉质风味鲤鱼增重越15%,成活率提高2%,饲料系数降低15%.消化能直接添加，3～5%.
第五篇：航空发动机发展史
上海交通大学
航空航天学院
姓名：雷桂林
学号：1104139036
航空发动机发展历程及趋势
1、活塞式发动机时期 早期液冷发动机居主导地位
很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架时法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的“斯佩德”战斗机。这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。
当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。两次世界大战之间的重要技术发明
在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件；废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能；变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出；内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题；向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。
从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普·惠公司先后发展出单排的“旋风”和“飓风”以及“黄蜂”和“大黄蜂”发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW/daN。到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到 上海交通大学
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600~820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。
在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。其中比较著名的有普·惠公司的双排“双黄蜂”（(R-2800)和四排“巨黄蜂”(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW, 共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km/h。虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。这种发动机在航空史上占有特殊的地位。在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进是飞机之一，但未投入使用。莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司“快帆”314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29“空中堡垒”战略轰炸机。R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg/(kW·h)。1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1“海王星”飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。所以，它在许多战斗机上得到应用。例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。它在1935年11月在“飓风”战斗机上首次飞行时，功率达到708kW；1936年在“喷火”战斗机上飞行时，功率提高到783kW。这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km/h和750km/h。梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51“野马”战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。“野马”战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km/h，飞行高度为15000m。除具有当时最快的速度外，“野马”战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。到战争结束时，“野马”战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。而在远东和太平洋战场上，则是由于装备了气冷发动机的F6F“地狱猫”战斗机的参战，才结束了日本“零”式战斗机的霸主地位。航空史学界把“野马”飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。
在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。
在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW 上海交通大学
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左右，功率重量比从0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。喷气时代的活塞式发动机
在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。
美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km/h左右。一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。对发动机的要求为： 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW·h)； 满足未来的排放要求； 制造和维修成本降低一半。到2000年，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW·h)。
2、燃气涡轮发动机时期
第二个时期从第二次设计大战结束至今。60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下（见表1），涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。涡喷/涡扇发动机
英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。
世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架（包括非战斗损失）。英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗·罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。该发动机当年投入生产后即装备“流星”战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。上海交通大学
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战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。
在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。到70年代初，用于“协和”超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。从此再没有重要的涡喷发动机问世。
涡扇发动机的发展源于第二次世界大战。世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-
10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。
以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的“鬼怪”F-4M/K战斗机和美国的F111（后又用于F-14战斗机）。它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。它们装备目前在一线的第三战斗机，如F-
15、F-
16、F-
18、“狂风”、米格-29和苏-27。目前，推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。它们包括美国的F-22/F119、西欧的EFA2000/EJ200和法国的“阵风”/M88。其中，F-22/F119具有第四代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于2010~2012年投入服役。
自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）涡扇发动机的推力超过35000daN。其中，上海交通大学
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通用电气公司GE90-115B在2003年2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。目前，普·惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。涡桨/涡轴发动机
第一台涡轮螺旋桨发动机为匈牙利于1937年设计、1940年试运转的 Jendrassik Cs-1。该机原计划用于本国Varga RMI-1 X/H型双引擎侦察/轰炸机但该机项目被取消。1942年，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。该机于1944年6月首次运转，经过633小时试车后于1945年9月20日安装在一台格罗斯特“流星”战斗机上，并做了298小时飞行实验。以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。美国在1956年服役的涡桨发动机T56/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。它的功率范围为2580～4414 kW，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-95“熊”式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg/（kW·h）。
最近西欧四国决定为欧洲中型军用运输机A400M研制TP400涡桨发动机。该发动机以法国的M88的核心机为基础，功率为7460kW,计划于2008年定型。
在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇（UDF）GE36曾进行了飞行试验。由于种种原因，只有俄罗斯和乌克兰的安-70/D-27进入工程研制并计划批生产装备部队。但因飞机技术老化、发动机噪声不符合欧洲标准和试验中发生的问题较多，最近俄乌双方作出放弃装备该机的决定。
从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322“超美洲豹”、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66“科曼奇”、PAH-2/HAP/HAC“虎”和卡-52。世 上海交通大学
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界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20 t的货物。以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400 km/h的飞行速度上限，一下子提高到638 km/h。
目前，美国正准备利陆军计划利用高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划第一阶段和第二阶段的成果发展用于UH-60A“黑鹰”/AH-64A“阿帕奇”改进型的动力--共用发动机项目(CEP)。CEP的目标是耗油率减少25~30%，功重比提高60%，采购成本和维护成本最小减少20%，使直升机的航程增加60%或载荷增加70%，同时减少后勤服务和维护的负担。CEP项目的生产型发动机的功率限制在2240kW。
为满足未来运输旋翼机（FTR）的动力需求，2004财年将开始一个利用IHPTET第二阶段和第三阶段技术的发动机验证计划。这种发动机的功率为7460kW，其工程和制造研制（EMD）将于2008到2010财年进行。预计FTR与现在的重型运输直升机相比,可使航程增加三倍，或载荷增加一倍。
航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明： 服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN·h)下降到0.55 kg/(daN·h), 噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。
服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW/daN。
发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用10年左右。综述
总之，60年来航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程（ETOPS）要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km/h的倾转旋翼机。同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基础。
三、展望未来
发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。因此，世界上几个能独立研制先进航空发动机的国家无不将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防关键技术，给予大量的投资，保证发动机 上海交通大学
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相对独立地领先发展，并严格禁止关键技术出口。一些航空发动机后起工业国家也已制订了重大的技术发展计划，试图建立独立研制或参与国际合作研制先进航空发动机的能力。为满足21世纪各种航空器发展的要求，航空发达国家从上世纪80年代末开始实施新的涡轮发动机技术发展计划，其目标是到2005～2008年掌握使发动机能力翻番的技术。所取得的阶段成果已经成功地用于一些在役发动机的改进改型和新型号研制，目前正处于最终目标的验证阶段。鉴于计划的成功实施和发动机对航空发展产生的重要作用，有的国家已经拟订了进一步的发动机技术发展计划。新计划在继续提高能力的同时更强调降低成本，其目标是从2006年到2015年使以发动机能力（推重比/耗油率）与全寿命期成本之比来度量的经济承受性提高到10倍。在高超声速推进方面，重点发展超声速燃烧冲压发动机和脉冲爆震波发动机，近期目标是实现M 4～8的导弹推进系统，远期目标是发展供高超声速有人驾驶飞机、跨大气层飞行器和低成本可重复使用的天地间往返运输系统的组合动力系统。其他一些新概念发动机和新能源发动机也在探索之中,如以微机电技术为基础的微型无人机用超微型涡轮发动机和多电发动机,以及液氢燃料、燃料电池、太阳能和微波能等新能源动力。
1、综合高性能涡轮发动机技术计划 1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。这里着重介绍美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。计划总投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施，并已进入核心机的验证机试验阶段。下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段 军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。在它上面验证的主要新技术有：小展弦比后掠风扇、Alloy C阻燃钛合金压气机材料、双合金 上海交通大学
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压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、“超冷”涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管（SCFN，原定的第二阶段目标）。
●第二阶段 军方选通用电气公司/艾利逊预研公司联合组为主承包商，普拉特·惠特尼公司为备选承包商，以确保一家承包商失败时，技术仍能得到发展。艾利逊预研公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IHPTET计划第二阶段目标的XTC16/1A 和XTC16/1B核心机，提前4年达到第二阶段核心机目标。在这两台核心机上验证的新技术主要有：压气机整体叶环结构、Lamilloy“铸冷”涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800°C的γ钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。
通用电气公司/艾利逊预研公司联合组在1995～1996年试验了一种合作的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。于1998年开始试验在XTC76/2核心机的基础上组成的变循环验证机，该验证机上采用的新技术还有：先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。
普·惠公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型，XTE-66，属于第二阶段技术验证机，其推重比将比F119提高50%，达15~16。IHPTET计划第二阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129的带加力单位推力，它与F100-229相比有以下改进：转子级数减少5~6级；长度缩短40%；推重比从8提高到16；
典型任务油耗下降1/3；成本降低20%~30%；改进隐身能力。
●第三阶段 第三阶段已经通过了应用基础研究和部件研究阶段，在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果，在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有：带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管（可分别降低重量和成本60%和25%）、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。
IHPTET计划实施以来，其成果已应用到许多军民用发动机的新型号研制和现有型号的改进改型上。在民用发动机方面有GE90、PW4084、CFM56-
7、AE3007和FJ44, 在军用发动机方面有F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110。
2、通用、经济可承受的先进涡轮发动机计划
由于IHPTET计划在取得空中优势和商业竞争优势中的重要作用和已经取得的巨大成功，美国准备从2006年开始实施IHPTET计划的后继计划--VAATE计划，其指导思想是在提高性能的同时，更加强调降低成本。VAATE的总目标是，在2017年达到的技术水平使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分两个阶段进行。第一阶段到2010年，使经济可承受性提高到6倍；第二阶段到2017年使经济可承受性提高到10倍。上海交通大学
航空航天学院
姓名：雷桂林
学号：1104139036
推进系统的经济可承受性的定义为能力与寿命期成本之比，其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。
VAATE计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机，而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。与IHPTET计划一样，VAATE计划仍由国防部主持，NASA、能源部和六家发动机制造商参与。其投资水平也与IHPTET计划相当，每年3亿多美元，由政府和发动机制造商均摊。VAATE计划将通过三个重点研究领域的相互配合来实?
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