航空发起机作为飞机的主题动力装置，，，为飞机提供源源不休的动力，，，必要在高温、、高压、、高转速恶劣环 境前提下持久反复服役，，，对飞机的机能、、安全性和靠得住性拥有决定性的作用，，，其发展水平已经成为衡量一个 国度军事设备水平、、科技工业实力和综合国力的重要标志：：娇张畈戎葱械淖酆匣呋芪新址⑵鸹 术打算（ＩＨＰＴＥＴ )和先进主题军用发起机(ACME)打算，，，在高推重比，，，低耗油率，，，低成本航空发起机上 获得了很猛进展[1-2] 。

资料是航空发起机发展的物质基础，，，是决定航空发起机现代化水平的关键成分之一！！耙淮柿稀、一代 发起机”，，，资料是航空发起机机能、、耐久性、、维修性和成本的决定性成分[3] 。近年来，，，新一代航空发起机 提出了更高的增压比、、推重比和涡轮前进口温度，，，航空发起机机能指标的大幅提高，，，使得资料的服役前提越 加恶劣，，，因而对资料机能有着越发刻薄的要求，，，目前推重比为10的发起机涡轮进口温度已达1850Ｋ～1900Ｋ ，，，推重比12～15发起机涡轮进口温度超过2000Ｋ[4-5] 。为了满足先进航空发起机对资料越来越刻薄的要求 ，，，高温、、高强、、低密度资料的钻研不休加快，，，图 1 列出了部门分歧温度下服役的先进资料。

而航空发起机先进新资料要达到成熟利用必须走完资料研制和利用钻研两个全过程。通过现实使用环境 下的查核验证，，，且机能不变、、靠得住，，，即技术成熟度必须达到７～8级，，，能力在型号上利用[6] 。因而，，，能应 用在航空发起机上先进资料的研制周期极度长，，，为了确保型号的研制进度，，，往往必要提前发展关键技术的攻 关。所以有必要对可利用于航空发起机先进资料的发展情况进行钻研分析，，，把握国内外先进资料的钻研和应 用情况，，，为发起机主机设计单元技术规划提供支持，，，同时为资料研制单元进一步发展指明方向。

因而，，，本文对近年来航空发起机先进资料的国内外钻研进展和利用情况进行分析总结，，，并结合航空发起 机型号和将来新一代先进航空发起机资料的需要，，，提启程展建议。

1、、国内外钻研进展

1.1　 高温资料

为了进一步提升资料的机能，，，满足航空发起机零部件愈加刻薄的机能要求，，，因而资料科学家们起头通过 深刻钻研传统高温合金制作工艺来进一步挖掘资料的机能，，，如涡轮叶片选取单晶铸造工艺，，，涡轮盘选取粉末 冶金工艺等，，，利用这些工艺后传统高温合金机能得到了极大的提升，，，为三代航空发起机的研制提供了基础，，， 而资料机能已趋近极限，，，要满足新一代先进航空发起机对资料的要求，，，传统高温合金不再能满足于先进发起 机的发展，，，急需发展新资料及工艺钻研，，，向着高比强度、、高比刚度、、抗氧化、、耐侵蚀等新型资料发展[5] 。

1.1.1　 陶瓷基复合伙料

陶瓷基复合伙料工作温度可达 1650℃ ，，，与镍基高温合金的机能比力如图2所示，，，与高温合金相比拥有 更低的密度、、更好的抗氧化性和更高的承温能力等优势。作为发起机热端部件资料不仅能实现减重、、降低油 耗、、提高涡轮前温度，，，并且可能接受极端高温环境下的应力要求，，，耽搁部件服役寿命[７] 。

当前陶瓷基复合伙料重要利用于发起机低压涡轮静子叶片、、喷管等热端部件非转子组件，，，向着高压涡轮 叶片等服役环境越发恶劣的高温部件。国外经过四十年的发展，，， ＧＥ 、、罗罗和 ＨｙｐｅｒＴｈｅｒｍ　 ＨTC等公司针对陶瓷基复合伙料在航空发起机热端部的利用发展了大量的钻研工作，，，已成功利用于多款型航 空发起机并实现了工程化出产，，，并逐步从低承力部件（尾喷管，，，火焰筒)发展到高承力部件（涡轮导向器叶 片和涡轮转子叶片)。国内陶瓷基复合伙料的在资料研制和构件制备上发展了一系列的钻研工作，，，具备了构 件研制和小批量出产能力，，，但是在航空发起机热端部件的利用钻研尚属于起步阶段，，，仅部门静子件上发展了 试验查核[8-12] 。

陶瓷基复合伙料由陶瓷基体、、加强纤维和界面层组成，，，在陶瓷基体中通过引入纤维作为加强资料，，，即保 留了陶瓷资料的耐高温、、抗氧化、、耐磨耗、、耐侵蚀等利益，，，同时纤维加强相的增韧机制使得资料对裂纹不敏 感，，，克服了陶瓷资料脆性大、、靠得住性低等弊端[13-14] 。陶瓷基复合伙料构件制备流程可分为 4 个阶段，，， 如图 3 所示[15-16] 。

目前，，，利用最多的是碳纤维加强碳化硅陶瓷基复合伙料，，，其综合机能优越，，，但是在燃气环境中长功夫服 役必要借助环境热障涂层技术；肪痴贤坎憬峁怪旅，，，拥有高的熔点、、优良的理论不变性、、低的氧渗入能力 低等特点，，，除了可能抵抗环境侵蚀，，，同时还兼具故障及愈合裂纹和空地的作用[1７-18] 。相比美国等少数 国度把握的陆续纤维碳化硅陶瓷基复合伙料产业化技术，，，中国陶瓷基复合伙料的成形工艺和高机能纤维制备 技术与国皮毛比还有差距，，，局限了陶瓷基复合伙料的批量出产。

1.1.2　 碳／碳复合伙料

碳／碳复合伙料是一种新型的高温资料，，，拥有低的密度（理论密度为 2.2ｇ ／ cm² )、、低的热膨胀系 数、、高的强度和优良的耐高温机能，，，同时还拥有力学机能随温度的升高而升高的特点。将其利用于航空发起 机拥有提高发起机推重比／功重比和热端部件工作温度等利益[19] 。

然而，，，碳在3７0℃空气中、、在650℃水蒸气中、、在７50℃的CO₂ 中就会产生氧化[20] ，，，氧化使得碳／碳 复合伙料结构疏松和不陆续，，，从而使得力学机能大幅度的降落[21] 。较差抗氧化机能限度其利用，，，因而涂 层和基体改性等抗氧化技术被利用到了碳／碳复合伙猜中。目前国外在肯定温度领域内的抗氧化技术已经较 为成熟，，，出格是多层涂覆技术已满足了 1７00℃ 以上的抗氧化要求。

Ｆ100 航空发起机的喷嘴和加力点火室喷管均选取碳／碳复合伙料进行制备。近年来，，，随着碳／碳复合 资料技术的发展，，，美国 LTV公司已出产出了碳／碳复合伙料整体涡轮叶盘，，，并已实现地面超转试验。此外，，， 俄罗斯、、德国、、法国也已经出产出碳碳复合伙料的涡轮转子外环、、喷油杆等部件[19] 。

1.1.3　 金属间化合物

金属间化合物是金属元素之间或金属元素与类金属元素之间通过共价键衔接，，，拥有优良的耐高温、、耐磨 损和抗氧化机能的新型耐高温资料[22] 。目前在航空发起机上利用趋向较为显著的有 Ti-Al 系金属间化合 物。在 Ti-Al 系金属间化合物中，，，重要钻研的是 Ti3 Al 合金、、TiAl 合金以及 Ti2AlNb合金，，，其中 Ti3 Al 和 Ti2AlNb合金持久工作温度可达 650℃～７00℃，，，而TiAl 合金工作温度则可达 ７60℃～800℃ 。采 用 TiAl 合金制作叶片可降低叶片零件

质量，，，实现系统的减重，，，同时显著降低轮盘载荷。目前 TiAl合金叶片重要选取精密铸造工艺制备，，，图4 为铸造TiAl合金与铸造 TiAl 合金及其它金属结构资料比强度的比力，，，通过铸造变形，，，能够大幅度提高 TiAl合金的塑性、、强度和委顿机能[23] 。图5为铸造TiAl合金叶片的工艺路线图。

从 2000 年起头，，，国外起头选取铸造工艺制作 TiAl 合金叶片，，， ＲOｌｌｓ－ ＲOｙｃｅ 公司研制了 铸造 TiAl 高压压气机 ７ 、、8 、、 9级叶片，，，并通过了发起机试车查核；普惠 ＰＷ1100Ｇ发起机第三级低 压涡轮叶片设备空客 Ａ320ＮｅO飞机，，，并于2014年9月首飞，，，如图6所示[24] 。国内，，，北京航空资料钻研院 、、西北工业大学、、北京航空航天大学、、漯河理工大学、、北京科技大学等在铸造 TiAl合金做了大量的钻研工 作，，，尤其突破了大规格高纯净工业化铸锭制备、、包套挤压开坯、、矩形截面细晶挤压棒材制备、、叶片等温模锻 、、薄板包覆轧制、、复杂构件超塑成形、、叶片零件加工等一系列关键技术，，，逐步缩短与国外的差距。

1.2　 耐高温涂层资料

1.2.1　 高温防护涂层资料

高温资料的利用可大大提高热端部件的高温强度，，，但新一代航空发起机涡轮进口温度进一步提高，，，已超 过了镍基单晶高温合金的熔点，，，高温合金的承温能力逐步不能满足其需要，，，而选取高温涂层加冷却结构结合 ，，，其使用温度可达到 1650℃以上，，，保障了发起机的靠得住服役。因而，，，在资料理论涂覆抗高温机能优异的防 护涂层是提高热端部件的机能和耽搁寿命的有效措施之一。

目前，，，航空发起机高温防护涂层蕴含热障涂层、、抗氧化涂层、、内腔涂层等，，，对涡轮叶片内外理论进行防 护，，，涂层结构如图 ７所示。热障涂层重要利用于涡轮叶片外理论，，，提高叶片资料的高温抗氧化侵蚀及隔热 ；抗氧化涂层重要利用于涡轮叶片的外理论，，，提高叶片资料的高温抗氧化机能，，，同时还能够作为热障涂层的 金属粘接层，，，以改善热障涂层间的界面匹配性；内腔涂层重要利用于涡轮叶片的内腔，，，以提高内腔的高温抗 氧化机能[25] 。

1.2.1.1　 热障涂层

热障涂层的陶瓷层资料必要拥有难熔、、相不变、、化学惰性和低热导、、高热反射率等重要物理化学特点，，， 同时要思考其热膨胀系数与基体资料之间的匹配。 ＺｒO₂ 是目前利用宽泛，，，综合机能较好的热障涂层资料 ，，，它拥有高熔点、、化学不变性耐和高温氧化等特点，，，但纯 ＺｒO ₂ 拥有同素异晶转变，，，温度升高后由单斜 结构转变为立方结构，，，陪伴着4％～6％ 体积分数的变动而产生内部热应力，，，目前宽泛使用 Ｙ ₂ O ₃ 作为 不变剂，，，通过自由膨胀和收缩来开释中央粘结层与陶瓷层因热膨胀系数不匹配而产生的内部热应力，，，达到增 韧的成效，，，从而提高资料的抗热震性与寿命。20世纪80年代初，，，普惠公司成功地开发了ＰＷＡ264第2代 热 障 涂 层，，，成 功 应 用 在 了ＪＴ9Ｄ 、、 ＰＷ2000 、、 ＰＷ4000 和Ｖ2500等发 动 机 涡 轮 叶 片 上，，， 截 至1992年，，，该 涂 层 用 于ＪＴ9Ｄ 、、 ＰＷ2000 等发起机涡轮叶片上已经累计飞行了 400 万小时以上 [26-2７] 。为了适应更高的温度要求，，，普惠公司又成功地开发了 ＰＷＡ266第3代涡轮叶片热障涂层，，，涂层 制备工艺选取 ＥＢ-ＰＶＤ ，，，应 用 至 ＪＴ9Ｄ-７Ｒ4、、 Ｖ2500 、、 Ｆ100-ＰＷ-229 和Ｆ119等发起机涡 轮叶片上，，，利用该涂层后，，， Ｆ119发起机高压涡轮工作叶片工作温度可提高150Ｋ左右[28-30] 。截至目前 国外利用于热障涂层的陶瓷层粉末和靶材技术已极度成熟，，，正在发展更低热导率的新型陶瓷资料、、或者对现 役传统资料进行改进钻研，，，以提高涂层的使用温度和隔热机能。

国内近十年来也起头自主研制喷涂用YSZ粉末，，，尤其是纳米YSZ粉末获得了肯定的进展，，，然而国内自主研 制的喷涂用YSZ粉末还存在 Ｃｌ－ 1含量偏高、、杂质元素含量超标、、造粒度均匀性差等问题，，，此外纳米YSZ 粉末还存在团圆前的原始晶粒度偏大、、粉末的流动性、、喷涂工艺性较差等问题，，，且批次一致性有待提高。

1.2.1.2　 抗氧化涂层

目前报道获得利用的高温抗氧化涂层重要是 ＭＣｒＡ －ｌＹ (Ｍ 是 过 渡 族 金 属Ni 、、 CO 、、或 ＮｉCO )和 ＰｔAl 两 种。

ＭＣｒAlＹ涂层的抗氧化机理通常是通过高温氧化环境中，，，在理论首先形成 Al2O3 ；ば匝趸阋宰 止涂层的进一步氧化，，，达到；せ宓闹髡。国外对 ＭＣｒAlＹ 涂层的钻研重要集中在扭转成分含量以及 增长一些元素(Si 、、 Ti、、Ta 、、 W 、、 CO 、、 Mo 、、 Hf 、、 Re )或氧化物以提高粘结层的抗氧化和耐热侵蚀 机能方面。 ＰｔAl 涂层由于贵金属 Ｐｔ 的参与使得涂层在高温下；つさ某赡せ芨，，，氧化膜自修复 机能越发凸起。国外对ＰｔAl粘结层资料的钻研集中在Ｐｔ含量对其抗氧化机能的影响方面[31-34] 。

国内高温抗氧化涂层的承温能力、、抗氧化机能与国外还存在差距。目前现实利用较多抗氧化涂层的是 ＭＣｒＡ －ｌＹ ，，，北京航空资料钻研院、、金属所、、中国农业机械化科学钻研院等单元先后研制了 ＭＣｒ AlＸ系涂层(ＮｉＣｒAlＹ 、、 ＮｉＣｒAl－ＹSi 、、 ＮｉCOＣｒAlＹＴａ和 ＮｉCOＣｒAlＹ等)高温防护 涂层，，，用于发起机涡轮叶片的防护，，，并进入小批量出产阶段。国内涵ＰｔAl 涂层方面，，，还未发展 Ｐｔ 、、 Al 的相对含量匹敌氧化机能的影响钻研，，，制备的 ＰｔAl 粘结层抗氧化机能还有待提高。

1.2.1.3　 内腔防护涂层

内腔防护涂层重要蕴含单一型铝化物涂层和改进型铝化物涂层两种。单一型铝化物涂层是在高温合金基 体上单一渗铝，，，拥有优良的抗氧化机能，，，但其抗热侵蚀能力不及。近二十年来国外钻研人员在单一型铝化物 涂层中参与少量 Ｃｒ 、、 Si 、、 Ｐｔ等元素，，，蕴含 Ｃｒ改性的铝化物涂层(Al－ Ｃｒ涂层)、、 Si改性的铝 化物涂层(Al-Si涂层)、、 Ｐｔ改性的铝化物涂层(Ｐｔ－ Al涂层)和稀土元素改性铝化物涂层(ＲＥ-Al涂层) 等改进型铝化物涂层，，，其拥有比单一型铝化物涂层抗热侵蚀机能[35-3７] 。

凭据资料显示，，，美国 Ｐ＆Ｗ 公司和 ＣＦＭ 国际发起机公司出产的民用航空发起机涡轮叶片内腔均有 铝化物防护 涂 层，，，并 已 在 ＰＷ2000 、、 ＰＷ4000-94 、、 ＰＷ4000-100 、、ＰＷ4000-112 、、 ＰＷ4500 、、 ＰＷ6000 、、 ＰＷ8000 、、 ＣＦＭ56-3 、、ＣＦＭ56-5 、、 ＣＦＭ56-７等发起机型号上利用。

铝化物内腔涂层重要通过固体粉末渗、、料浆渗、、气相渗和化学气相沉积等工艺制备；喑粱蝗 为是制备内腔防护涂层最为梦想的步骤，，，美国实现了化学气相沉积工艺铝化物沉积过程反映中央体天生节制 等关键技术突破，，，有效地实现了叶片内腔的防护，，， ＧＥ 公司和英国 Ｒ-Ｒ23公司选取化学气相沉积工艺制 备涡轮叶片内腔铝化物涂层用于设备 ＧＥ90 、、 ＧＥ90-115Ｂ 、、 ＲＢ211-535 、、ＢＲ７00发起机。

与国皮毛比力，，，国内涵叶片复杂内腔防护涂层技术成熟度仍需进一步提高，，，内腔涂层的均匀性、、防护性 能等存在较大差距。选取的涂层工艺技术以传统的包埋渗、、料浆渗和气相渗为主，，，化学气相沉积技术利用于 叶片内腔涂层制备的钻研工作处于研制阶段。

1.2.2　 耐高温隐身涂层资料

航空发起机作为作战飞机重要的雷达散射源和红外辐射源，，，其后腔体及其内部件、、边缘等的雷达散射信 号和后腔体及其热端部件、、尾喷流等的红外辐射信号占整个飞机尾部特点信号的 95％ 以上，，，因而发起机隐 身机能严重影响着飞机的作战能力和生计率。耐高温隐身涂层作为飞行器高温隐身工程化利用的重要技术途 径，，，拥有对飞行器外形影响小、、工艺单一、、成本较低与靠得住性高档利益。

耐高温隐身涂层蕴含耐高温红外、、雷达及兼容涂层等，，，用于低压涡轮叶片、、整流支板、、混合器、、内锥体 、、喷管唇口等部位，，，通过降低指标的红外辐射和缩减指标的雷达散射截面达到隐身的成效。

传统的红外低发射率涂层不能满足发起机刻薄的使用环境，，，新型资料如金属粉体涂层、、金属薄膜以及无 机涂层逐步成为国外发展耐高温红外隐身涂层的钻研方向，，，其中金属微粉（重要蕴含锌、、铝、、铁、、镍、、铜以 及银、、金、、铂等金属资料)起源广，，，成效好，，，是低发射率涂层中最常用的职能填料之一，，，能够实现 3μ ｍ～ 5 μ ｍ 和 8 μ ｍ～14 μ ｍ 波段的全波段红外低发射率成效[38-40] 。

耐高温雷达吸波资料是由基体资料和耐高温吸收剂所组成，，，通常将耐高温吸收剂分散在基体资猜中，，，承 担吸波职能。国外钻研及利用较多的是耐高温介电损耗吸波资料，，，基体重要 分 为 陶 瓷 基 体(Si3 Ｎ 4 、、 Al 2 O 3 、、 AlＮ 、、莫 来石、、 ＺｒO2 等)和玻璃基体（磷酸盐、、 Ｌｉ 2 O-Al 2 O 3-SiO 2 、、 Ｌｉ 2 O －Ｂ 2 O 3-SiO 2 、、 ＭｇO-Al2O 3-SiO 2 )两大类；而耐高温吸收剂重要有 SiＣ 、、 Ｓｉ3 Ｎ 4 、、 钛酸钡、、硼硅酸铝、、乙炔炭黑、、碳纳米管、、纳米 Si-Ｃ-Ｎ 、、 Si-Ｃ-O 、、 Si-Ｃ-Ｆｅ 等[41-42] 。

目前实现资料雷达／红外兼容隐身重要有两种技术蹊径：：一是资料自身拥有雷达波高吸收、、红外低辐射 个性（单一型雷达／红外兼容隐身资料)；二是利用结构设计将雷达隐身资料和红外隐身资料复合，，，复合后 可维持资料的雷达与红外隐身机能维持不变或变动不大（复合型雷达／红外兼容隐身资料)。但由于雷达隐 身与红外隐身的机理有所分歧，，，资料红外发射率的降低与雷达波吸收能力的提高存在着肯定矛盾，，，使得它们 机能相互制约，，，因而单一型雷达／红外兼容隐身资料的雷达、、红外隐身机能相对有限，，，目前发展最 多 的 复 合 型 雷 达／红 外 兼 容 隐 身 材 料，，，如 英 国ＢＴＲＲＬＣ 公司、、澳大利亚国防科技组织的资料 钻研室、、德国 ＰＵＳＨ。牵眨危裕牛乙约叭鸬浒屠哟锕揪兄圃谛乱淮状铮焱饧嫒菀身涂层技 术获得了很猛进展。

国外新一代先进战机用发起机均选取了隐身涂层技术，，，如美国 Ｆ-22 、、 Ｆ-35 、、 Ｆ-11７Ａ 、、 Ｂ-2 以及法国幻影－2000战机。国外耐高温隐身涂层技术发展较早，，，多种涂层均实现了工程化利用，，，涂层及制备 技术都较为成熟。相比国外，，，中国的耐高温涂层技术发展较晚，，，在现实利用中还存在较多问题，，，如雷达吸波 涂层的低频隐身机能较差，，，涂层厚度过厚，，，耐侵蚀机能不及等问题凸起。

1.3　 中低温资料

1.3.1　 钛合金

先进航空发起机钛合金用量约 30％～40％ ，，，钛合金重要用于制作航空发起机压气机叶片、、盘和机匣等 零部件，，，包办钢和镍基合金减重成效可达到40％左右，，，显著提高推重比和工作效能。

目前在中国航空发起机上获得利用的重要是 α＋ β 型钛合金，，，拥有优良的热加工机能，，，同时在中温 环境下又有优良的综 合 性 能，，，工 作 温 度 大 多 在 500℃ 以 下，，，其 中 在400℃ 以下的钛合金重要 有 TC4 、、 TC6 、、 TC1７ ，，，利用于发起机工作温度较低的电扇叶片和低压压气机叶片，，，500℃ 左右工作的 钛合金有 TC11 、、 TC25 、、 ＴＡ15和 ＴＡ７合金，，，其中TC11 是中国目前航空发起机上用量最大的钛合金 [43-44] 。

随着发起机零部件温度的要求越来越高，，，发展了能在600℃使 用 的 钛 合 金，，，如 Ti60 以 及 国 外 的 ＩＭＩ834 、、 Ti－1100 、、 ＢＴ36 、、 ＢＴ41等，，，国外600℃钛合金获得了宽泛的利用，，，例如ＩＭＩ834 宽泛利用于 ＥＪ200发起机高压压气机第3级整体叶盘和隔圈、、 Ｆ119发起机高压压气机后机匣等。

钛合金的发展趋向如图 8 所示，，，使用温度越来越高，，，钛合金强化技术从固溶强化向有序强化发展，，，并 进一步向SiＣ纤维复合强化发展，，，国内、、欧美和俄罗斯在分歧温度段对应的商标如表 1 所示[44] 。

1.4　 树脂基复合伙料

树脂基复合伙料拥有高的比强度和比模量、、委顿机能和耐侵蚀机能好等特点，，，已在多型航空发起机的风 扇叶片、、电扇机匣、、外涵机匣等部件上得到成熟利用，，，并朝着结构大局更优、、资料机能更高、、制作成本更低 、、自动化水平更高的方向发展，，，相比于钛合金资料，，，选取树脂基复合伙料减重效能提高了 25％ 以上[45- 46] 。树脂基复合伙料蕴含加强资料和树脂基体，，，其中加强资料有碳纤维、、玻璃纤维、、 Ｋｅｖｌａｒ纤维 等，，，树脂基体有环氧、、聚酰亚胺、、双马等。表2为树脂基复合伙料在国外航空发起机上的重要利用情况，，，主 要用于发起机电扇叶片、、机匣、、出口导流叶片等部件[4７-52] 。当前航空发起机用树脂基复合伙料重要为 碳纤维加强树脂基复合伙料。经过几十年的技术攻关和发展，，，国内也形成炼韧性、、耐高温复合伙料系统及 热压罐和树脂传递模塑(ＲＴＭ )制作技术系统，，，图9为国内航空碳纤维复合伙料发展过程[53-56] 。

在先进碳纤维和树脂的研制上，，，国内已经初步成立了国产碳纤维技术与评价系统，，，并成功研制了达到 Ｔ300 ／Ｔ７00 ／ Ｔ800 级碳纤维，，，国产 Ｔ300/Ｔ800 级碳纤维实现了在航空发起机上的查核和利用，，， 图10为国内外部门碳纤维的根基 力 学 性 能，，，国 内 先 进 树 脂 长 期 使 用 温 度 突 破350℃ ，，，韧 性 CAI 达到 300ＭＰａ 以上，，，其中耐高温聚酰亚胺基体在航空发起机上得到了大量的利用[5７-59] 。

国内外部门树脂基复合伙料的使用温度和冲击后压缩强度(CAI )如图11所示，，，向着高温机能和高的冲击 后压缩强度(CAI )发展，，，高的 CAI值可获得更高的减重效能和危险 安 全 性 能[58-60] 。 发 展 能 够 长 期 使 用 温 度 达 到350℃以上，，，同时要求拥有优良的热氧化、、不变性和成型工艺机能的树脂基复合材 料是满足新一代高推重比航空发起机服役温度和整体结组成型必要要求。

2、、发展趋向与瞻望

一代新资料的出现支持了一代新设备的研发，，，一代新设备的研制牵引一代新资料的利用。经过数十年的 发展，，，中国航空发起机资料技术获得了急剧的进取，，，逐步从引进、、仿制走向自主研制，，，从上文对航空发起机 新资料国内外钻研进展的分析看，，，中国在先进复合伙料、、金属间化合物、、高温钛合金、、涂层等先进高、、中、、 低温资料的钻研上获得了一系列的钻研进展，，，逐步缩短了和欧美蓬勃国度的差距，，，但资料的成熟度还不高，，， 好多关键技术成熟度亟待优化，，，导致产品合格率较低，，，且型号利用钻研和查核不充分。

此外，，，随着中国军用航空发起机向着越发复杂严苛服役环境的转变，，，以及将来先进航空发起机的研制需 求，，，目前航空发起机资料技术储蓄尚不能满足高推重比高靠得住发起机发展的火急必要，，，特提出如下瞻望：：

（1 )随着中国军事实力的加强，，，航空发起机的服役环境起头由正本单一的内陆环境向复合极端环境转 变，，，其中，，，“高温、、高湿、、高盐雾”的海洋环境带来的航空发起机侵蚀问题已经严重制约发起机机能的充分 有效阐扬，，，而中国航空发起机的侵蚀防护技术，，，尤其是中低温防护技术（蕴含不锈钢及焊接部位、、压气机钢 叶片、、可磨耗封严涂层等)亟待提升，，，所选取的工艺无法满足持久使用要求，，，急需发展先进的侵蚀防护涂层 和理论处置工艺钻研；同时国内发起机主干资料和涂层在典型服役环境下的侵蚀机能数据匮乏，，，造成在恶劣 环境下发起机零部件的寿命预测存在瓶颈，，，急需发展主干资料及理论防护在典型服役环境下的耐侵蚀能力及 机能衰减钻研，，，搭建资料-衔接件／仿照件-零件／组件-整机的积木式侵蚀试验验证系统。此外，，，为了保障 发起机在真实环境下的持久不变靠得住服役，，，持续发展外场服役侵蚀数据网络，，，不休迭代侵蚀防护与节制设计 。

（2 )目前四代战斗机及将来的先进战机对发起机提出了较高的隐身机能指标，，，发起机是飞机重要的红 外辐射源，，，也是后向重要雷达散射源，，，其隐身隐身机能严重影响飞机的作战能力和生计率。随着国内耐高温 红外、、雷达及兼容涂层等耐高温隐身涂层资料的不休工程化利用及验证，，，涂层脱落、、守护难题、、成本高昂等 问题不休凸现，，，以及飞机方对红外雷达技术指标要求的不休提高，，，更耐温、、更薄、、更轻、、宽频谱、、可维修性 等更高要求的隐身涂层和针对分歧服役环境、、分歧结构的隐身构件资料及制备工艺的需要越发火急。此外，，， 隐身涂层的维修／守护和机能检测技术也需同步发展钻研，，，为型号全寿命周期的隐身能力提供保险。

（3 )随着中国航空发起机资料技术的不休发展，，，资料品类日趋齐全，，，成立了切合中国国情的资料系统 ，，，但与欧美等蓬勃国度相比，，，中国发起机资料技术基础不够雄厚，，，资料全面机能数据匮乏，，，尚不能满足在役 、、在研先进航空

发起机研制出产的火急需要，，，重要存在以下问题：：

1 )部门关键工艺成熟度有待提高，，，好比金属资料返回料回收利用技术、、合金纯净度节制技术、、组织均 匀性及批次不变性节制、、大型复杂构件精密制作技术等；

2 )部门关键和重要件资料级、、毛料级及零部件级资料机能数据不足，，，在支持强度寿命仿真推算中凸显 不及，，，直接影响关重件强度及寿命靠得住性的评估，，，有必要对关重键资料进行全面机能数据补充测试，，，成立起 可实现数据对比、、数据推送、、数据交互等职能的现代化全面机能数据库；

3 )加强资料-结构一体化设计钻研，，，如依照复合伙料各向异性的设计思想去发展零件结构设计；凭据承 载和隐身指标发展结构隐身一体化构件的设计等，，，成立起一体化结构件设计准则；

4 )先进资料的利用成熟度不高，，，为满足新一代航空发起机对先进资料的需要，，，需发展先进复合伙料、、 金属间化合物、、高温／耐蚀防护涂层、、高温钛合金等新资料的工程化利用钻研，，，提高资料和制作技术的成熟 度，，，为先进航空发起机的研制提供技术储蓄。

参考文件：：

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