航空发动机结构及其关键材料的运用

航空发动机结构及其关键材料的运用

罗铁彬

国营长虹机械厂 广西 桂林 541000

摘 要：提高发动机的性能，进一步降低燃油率，改善经济效益，都须依靠材料技术的进步。航空发动机的服役环境特殊，所以开发耐高温，抗氧化性、导热性与加工性能好的新型材料意义重大。本文重点分析了几种新型材料的性能特点，及新型材料在发动机主要部件的使用情况，展望了未来新材料的发展动态，对提高航空发动机的性能有很大的意义。

关键词：航空发动机；高温合金；金属间化合物

1 航空发动机在飞机上的安装位置

1.1亚音速飞机的航空发动机布局

目前大多数亚音速飞机的发动机位于翼下，即翼吊布局，例如Airbus的A380。此外，还有常见于商务客机的将发动机安装在飞机后机身的布局，即尾吊布局，例如Gulfstream的G550，以及翼下/尾吊布局，例如 Lockheed的Tristar。

对于翼吊布局的发动机，传播到客舱内的噪音较小、飞机稳定性高，此外，还能减小飞机飞行时机翼根部的应力，从而降低了机翼及机身的强度需求，并进一步降低了飞机的自身重量。然而，翼吊布局会增大飞机飞行时的空气阻力。为了尽量减小由此带来的空气阻力，应控制发动机的前后位置以及距离机翼的高度。

1.2超音速飞机的航空发动机布局

超音速飞机在军用飞机中非常普遍。无论在单发还是双发的战机中 发动机一般内嵌在机身内。作为超音速民用客机的Concorde.配装了四个涡喷发动机，发动机机及其进气道在集成在机翼的下方。这种内嵌式发动机布局仅适用于涡喷发动机或者低涵道比的涡扇发动机。

在超音速飞机中，之所以内嵌式布局较为普遍，是因为该布局减小了飞机的迎风面积，从而降低了超音速飞行时的空气阻力。但采用该布局的飞机有机舱内噪音大的缺点。

2航空发动机安装系统的结构设计

2.1 翼吊布局的发动机安装结构

采用翼吊布局的发动机一般通过发动机的前后吊点悬挂在飞机的发动机挂架上。该结构的发动机安装结构有很多类型，其中一些是静定结构，而有一些的传力路线存在冗余设计，冗余设计提高了结构可靠性。例如B747的发动机就采用了冗余的支撑结构，它的前吊点、后吊点及推力拉杆分别连接到发动机挂架上。前吊点采用了锥形轴颈，后吊点采用了“A”形支架与铰接拉杆的联合结构。

2.2 尾吊布局的发动机安装结构

对于尾吊布局的发动机，适用于翼吊布局的悬挂式结构已不在适用，而更为广泛的采用侧向支撑结构。例如，飞机Fokker F-28的发动机，前支点由位于发动机侧面的推力轴承和一个连接到发动机上方的铰接拉杆组成，后支点通过“A”形支架固定在发动机的上方。

2.3嵌入机身的发动机安装结构

对于嵌入机身的发动机，发动机的上方和侧面都可以用于固定发动机的支撑点。例如F-14 的前支点为布置在发动机两侧的两个滑动轴颈结构，后支点为位于发动机上方的两端铰接的拉杆结构。而 F-104飞机的前支点为用于悬挂的铰接拉杆，后支点为位于发动机两侧的两个滑动轴颈。

3发动机主要部件新材料的应用及原因

3.1 轴 承

航空发动机轴承经常要在相对较高的温度下工作。轴承工作时，轴承外圈上有很大的周向拉应力，这种接触表面过大的拉伸力不仅易于导致表面疲劳。而且由于这种原因造成的疲劳剥落还引起拉伸应力升高，从而使整体淬透钢轴承套圈出现疲劳断裂。由于航空发动机轴承转速的增加，原有的轴承钢如M50，18-4-1和14Cr-4Mo已经不能满足需求。SKF的MRC轴承公司在美国空军支持下，最终选择了高温渗碳钢(M50NiL)，它不仅具有M50轴承钢的所有性能，并且断裂韧性更好。同时与其它高温淬透轴承材料相比，显微组织和疲劳强度也都很好。其原因之一是M50NiL中没有大颗粒碳化物，这种钢对碳化物引起的疲劳裂纹不敏感，实质是消除了套圈疲劳裂纹的潜在出现；另外其本身的残余压应力也能延长轴承的滚动接触疲劳寿命。因此M50NiL钢在飞机上的使用，能满足更高水平转速下发动机轴承的工作需要。

轴承保持架虽然不直接承受轴承载荷，但它伴随着高速滑动而旋转，在高速轴承中常常由于保持架的磨损、疲劳等原因造成轴承的损坏。过去国外所使用的发动机轴承保持架材料多采用硅铁青铜(AMS4616)镀银再镀铅。这种材料最高回火温度可达315℃，当温度超过315℃时，则机械强度显著降低，不能使用。经过广泛的实验验证，发现镀银的AMS6415制造的保持架在温度高于315 ℃时仍然可以继续保持它的机械强度，这种高温强度与低摩擦保护架材料和镀层的配合大大地延长了发动机在贫铀和断油时的运转时间。

研究表明550℃以上的工作温度使用高温合金材料，硬度和尺寸稳定性均会丧失，几乎很难研制出耐高温的合金材料。由于陶瓷材料的工作温度明显高于550 ℃，这给研制耐高温的轴承带来了希望。在经过科研工作者们多年不断地探索，氮化硅是理想的耐高温轴承材料。它具有飞机发动机轴承的高级钢材所具有的许多特性，而且还具有优于钢材的附加特性——良好的高温强度和硬度以及优异的强度重量比。实验证明，用固体润滑剂润滑并用热等静压法制成的氮化硅轴承，能在500℃以上长时间运转。然而，氮化硅也有缺点，如抗拉强度低，止裂韧性差和热膨胀系数极低等。因此，陶瓷轴承要想真正实现在航空领域的应用还需要做很多研究。

3.2 风扇和压气机

军用航空发动机推重比的不断提高，质量的不断减轻，越来越多地依赖于高强度、低密度、高刚度和耐温能力强的先进材料。经过多年的研究和发展，树脂基复合材料、金属基复合材料和金属化合物已经成为航空涡扇发动机风扇和压气机部件的理想候选材料。

因具有质量轻、费用低、阻燃能力优良等特点，树脂基复合材料外涵机匣已经广泛地应用在涡扇发动机上。如F119发动机的碳纤维增强的聚酰亚胺基复合材料外涵机匣采用Dow-UT公司研发的先进树脂转移造型技术制造。该技术可以制造形状复杂的进气机匣，不仅其所有外部气流通道的表面粗糙度、最终尺寸精度可与经机械加工的钛合金进气机匣相媲美，而且可使进气机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序，因而可以大幅度减轻结构质量和降低成本。PW公司还采用AFR700B超高温树脂基复合材料研制F119发动机外涵机匣等静止部件，研究F119发动机和综合高性能涡轮发动机验证机采用的Avimid K热塑性复合材料中介机匣，希望使后者完全能承受347℃的高温和400 kPa的大气压，并具有极好的热稳定性。

结束语

本文对航空发动机主要部件的材料变化进行了分析比较，重点论述了新材料的特点和优势。分析得出：随着发动机的性能不断提高，传统材料的部分性能已经不能满足发动机的需要，为了更好地提升发动机的性能，应加强新材料的开发与研究，完善新材料体系，这对提高航空发动机的性能有着重大的意义，必须引起我们足够的重视，才能立于不败之地。

参考文献

[1] 傅恒志.未来航空发动机材料面临的挑战与发展趋势[J].航空材料学报，1998，18(4)：52-59.

[2] Ogasa T, TakahashiJ, Kemmochi K. Polymer - based compositematerials in general industries[J]. Ady Composite Mater,1995 (4):221-235.