航空发动机叶片中的高科技秘密
导语
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，以满足需要。
测量
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%。
由于叶片形状复杂、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上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、高温合金等材料制成；同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点。
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，所以叶片型线的参数没有固定的规律，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，随着汽轮机、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，从而必须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。
且随着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，在国内的叶片检测过程中，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
为适应快速高效检测要求，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入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。
三坐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，随着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、偏移等形位误差要求。
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；还需进行复杂的配准运算，迭代求解叶片的形位误差。
其中算法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。
叶片测量新技术
（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，用处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的依据。
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，西北工业大学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理，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。最后在该最佳姿态下，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、误差评定过程自动化。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据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检测。
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，就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直接运行，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，从而避免在测量过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中工序间的检测，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确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和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。
质量控制
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于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的工作，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
什么是发动机叶片
图2各类型叶片
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了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
叶片质量为何如此重要
在航空发动机中，叶片型面的复杂程度非常高，尺寸跨度大，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，发动机会承受二次流损耗，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4复杂发动机叶片
图5GE9X发动机的薄叶片
怎样控制叶片质量
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叶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，提升航空发动机的性能。
图6工程师检查发动机叶片
图7工程师检查发动机叶片
图8测量发动机叶片
几种叶片检测技术
电感测量技术
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，需要配备相应的测量机械装置，以便于对被测零件进行定位，并将传感器固定。
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。在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。
图11涡轮叶片探伤
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。
光学投影检测技术
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的两个设备。
图12光学投影检测
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，进而准确的发现实际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：在进行检查时，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，只有弦宽不大的叶子才能利用此种检测技术进行检测。
三坐标测量技术
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，轮廓上各被测点的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，节约检测成本，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，对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。
标准样板法
将标准样板和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。
图16获得标准样板
图17标准样板
优点：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标准样板用于模型比对
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的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。
激光测量技术
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，一种是激光扫描测量。
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，形成点云图，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。
图20接触式激光三角测量
角
图21激光测量叶片倾
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。在实际的航空发动机压气机叶面型面检测中，应用还比较少。
文章来源：航空制造网
叶片材料
一、航空燃气涡轮发动机简述
航空燃气涡轮发动机是属于热机的一种发动机，常见的燃气涡轮机类型如图1所示：
图1 Turbojet—涡轮喷气发动机，Turbofan—涡轮风扇发动机，
Turboprop—涡轮螺旋桨发动机，Afterburning Turbojet—加力涡轮喷气机
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）、喷管（Exhaust）等部分构成（组成如图2，图3所示）。
图2航空燃气轮机
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压燃气，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关系
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、重量轻的情况下获得高性能；
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比 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 年代中期至 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不锈钢，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，提高了合金的热疲劳性能，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
图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，几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次革命。
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各代发动机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化，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，远远高于第一代单晶合金约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。
美国和日本相继开发出了第四代单晶合金，通过添加钌，进一步高了合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
完整的涡轮叶片选材工作主要包括：
叶片结构设计
叶片强度设计
叶片材料设计
叶片制造工艺设计
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。
该技术的劣势在于：
（1）给单晶生长控制带来很大困难；由于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产生分支或停滞，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，为发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，而应力的参数则难以确定，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轮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，对于叶片材料的要求也是全方位的
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下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；
第四，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，镍铝金属间化合物与铌-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叶片估计能够使转子质量减轻30%左右。
缺点是：
（1）抗氧化性能差；
（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机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机涡轮叶片的主导材料。
六、结论
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水平发展，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，必须根据叶片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。
冷却关键技术
对于涡扇发动机而言，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。
然而，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1800K~2050K，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，涡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，要求导弹飞的更高、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制模式的需求，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、高压（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参量，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。
发动机冷却系统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，以使冷却用的压气机抽气量最小，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出，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的冷却气；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，冷却效果变差。
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，然后由叶片上的小孔流出对叶片外表面进行冷却保护。
2、国外研究现状
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年代，涡轮进口燃气的温度为1600K~1700K；90年代末已达2112K；而本世纪初将要达到2300K~2400K；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后于这一水平，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况下，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。
事实证明，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，国外很多航空航天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济和使用效益，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，国外广泛用于航空发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。
3、发展趋势
美国国防部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术难题是：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；在减少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，到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。
3.1层板冷却技术
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，即可以通过内部对流冷却、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。其基本原理类似于多孔发散冷却。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。
3.2复合冷却技术
复合冷却技术（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，比如冷却气流经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很多。
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动机及涡轮冷却叶片的多学科优化技术（MDO)，包括优化理论与算法、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。
4、关键技术
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。
但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。
在后续涡轮冷却技术的研究中如下关键技术和研究方向有待关注：
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，降低冷却结构对叶片强度、气流流动的影响;
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分布，防止出现局部热斑；
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；
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；
研究冷却结构和工艺方法，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。
5、结束语
本文通过对国外的涡轮叶片冷却技术发展及相关关键技术的研究，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发展趋势。
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。相信涡轮叶片冷却技术的发展必将把弹用涡扇发动机推向一个新的高度。
单晶叶片
概述
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，又是最重要的转动部件。
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,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及抗氧化、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、高震动、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。
目前, 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。
发展历史
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合金定向凝固技术，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个新台阶。
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作寿命。
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年代后发动机推重比由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140MPa。20世纪90年代后研制第三代单晶合金有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 具有十分明显的蠕变强度优势。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持久强度达100MPa。1550℃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的承温能力比定向柱晶合金约高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)以及其他新型发动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产单晶零件,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、工业燃气轮机、导弹、火箭、航天飞机等。
涡轮叶片制造技术
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，涡轮叶片的承温能力从上世纪 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面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 1900~2050K，传统工艺铸造的涡轮叶片根本无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，单晶涡轮叶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。
单晶叶片的凝固缺陷
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、蜡模组合、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，还必须完成涡轮叶片精铸模具设计和制造工作。
砂尘冲蚀测试
叶片三维数据型面检测
高温合金单晶化工艺
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，铸造高温合金有了很大的发展。
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，和固相法三种。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。
1）液相法
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。
尖端形核法示意图
2）选晶法
选晶法的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选晶器类型。
3）籽晶法
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部分发生外延生长,凝固成三维取向和籽晶相同的单晶体。
4）气相法
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（如硫化镉和硫化锌单晶）、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
应用差距
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用第三代单晶合金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，使涡轮进口温度提高了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直升机、米格-29、苏-27等。
单晶涡轮叶片，目前世界上只有美国、俄罗斯、英国、法国、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。
展望未来
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合性能。
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。
在本世纪的相当长时期内,单晶合金仍将是燃气涡轮发动机最重要的材料。
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、采用陶瓷材料制造的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。
（蓝色碳能 ）
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