航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的核心動(dòng)力裝置，為飛機(jī)提供源源不斷的動(dòng)力，需要在高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速惡劣環(huán) 境條件下長(zhǎng)期反復(fù)服役，對(duì)飛機(jī)的性能、安全性和可靠性具有決定性的作用，其發(fā)展水平已經(jīng)成為衡量一個(gè) 國(guó)家軍事裝備水平、科技工業(yè)實(shí)力和綜合國(guó)力的重要標(biāo)志。航空發(fā)達(dá)國(guó)家實(shí)施的綜合化高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技 術(shù)計(jì)劃（ＩＨＰＴＥＴ )和先進(jìn)核心軍用發(fā)動(dòng)機(jī)(ACME)計(jì)劃，在高推重比，低耗油率，低成本航空發(fā)動(dòng)機(jī)上 取得了很大進(jìn)展[1-2] 。

材料是航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的物質(zhì)基礎(chǔ)，是決定航空發(fā)動(dòng)機(jī)現(xiàn)代化水平的關(guān)鍵因素之一。“一代材料、一代 發(fā)動(dòng)機(jī)”，材料是航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能、耐久性、維修性和成本的決定性因素[3] 。近年來(lái)，新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī) 提出了更高的增壓比、推重比和渦輪前進(jìn)口溫度，航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能指標(biāo)的大幅提高，使得材料的服役條件越 加惡劣，因此對(duì)材料性能有著更加苛刻的要求，目前推重比為10的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度已達(dá)1850Ｋ～1900Ｋ ，推重比12～15發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度超過(guò)2000Ｋ[4-5] 。為了滿足先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)材料越來(lái)越苛刻的要求 ，高溫、高強(qiáng)、低密度材料的研究不斷加快，圖 1 列出了部分不同溫度下服役的先進(jìn)材料。

而航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)新材料要達(dá)到成熟應(yīng)用必須走完材料研制和應(yīng)用研究?jī)蓚€(gè)全過(guò)程。通過(guò)實(shí)際使用環(huán)境 下的考核驗(yàn)證，且性能穩(wěn)定、可靠，即技術(shù)成熟度必須達(dá)到７～8級(jí)，才能在型號(hào)上應(yīng)用[6] 。因此，能應(yīng) 用在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上先進(jìn)材料的研制周期非常長(zhǎng)，為了確保型號(hào)的研制進(jìn)度，往往需要提前開(kāi)展關(guān)鍵技術(shù)的攻 關(guān)。所以有必要對(duì)可應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)材料的發(fā)展情況進(jìn)行研究分析，掌握國(guó)內(nèi)外先進(jìn)材料的研究和應(yīng) 用情況，為發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)設(shè)計(jì)單位技術(shù)規(guī)劃提供支撐，同時(shí)為材料研制單位進(jìn)一步發(fā)展指明方向。

因此，本文對(duì)近年來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)材料的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展和應(yīng)用情況進(jìn)行分析總結(jié)，并結(jié)合航空發(fā)動(dòng) 機(jī)型號(hào)和未來(lái)新一代先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料的需求，提出發(fā)展建議。

1、國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展

1.1　 高溫材料

為了進(jìn)一步提升材料的性能，滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件愈加苛刻的性能要求，于是材料科學(xué)家們開(kāi)始通過(guò) 深入研究傳統(tǒng)高溫合金制造工藝來(lái)進(jìn)一步挖掘材料的性能，如渦輪葉片采用單晶鑄造工藝，渦輪盤采用粉末 冶金工藝等，應(yīng)用這些工藝后傳統(tǒng)高溫合金性能得到了極大的提升，為三代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供了基礎(chǔ)， 而材料性能已趨近極限，要滿足新一代先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)材料的要求，傳統(tǒng)高溫合金不再能滿足于先進(jìn)發(fā)動(dòng) 機(jī)的發(fā)展，急需開(kāi)展新材料及工藝研究，向著高比強(qiáng)度、高比剛度、抗氧化、耐腐蝕等新型材料發(fā)展[5] 。

1.1.1　 陶瓷基復(fù)合材料

陶瓷基復(fù)合材料工作溫度可達(dá) 1650℃ ，與鎳基高溫合金的性能比較如圖2所示，與高溫合金相比具有 更低的密度、更好的抗氧化性和更高的承溫能力等優(yōu)勢(shì)。作為發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件材料不僅能實(shí)現(xiàn)減重、降低油 耗、提高渦輪前溫度，而且能夠承受極端高溫環(huán)境下的應(yīng)力要求，延長(zhǎng)部件服役壽命[７] 。

當(dāng)前陶瓷基復(fù)合材料主要應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪靜子葉片、噴管等熱端部件非轉(zhuǎn)子組件，向著高壓渦輪 葉片等服役環(huán)境更加惡劣的高溫部件。國(guó)外經(jīng)過(guò)四十年的發(fā)展， ＧＥ 、羅羅和 ＨｙｐｅｒＴｈｅｒｍ　 ＨTC等公司針對(duì)陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部的應(yīng)用開(kāi)展了大量的研究工作，已成功應(yīng)用于多款型航 空發(fā)動(dòng)機(jī)并實(shí)現(xiàn)了工程化生產(chǎn)，并逐漸從低承力部件（尾噴管，火焰筒)發(fā)展到高承力部件（渦輪導(dǎo)向器葉 片和渦輪轉(zhuǎn)子葉片)。國(guó)內(nèi)陶瓷基復(fù)合材料的在材料研制和構(gòu)件制備上開(kāi)展了一系列的研究工作，具備了構(gòu) 件研制和小批量生產(chǎn)能力，但是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件的應(yīng)用研究尚屬于起步階段，僅部分靜子件上開(kāi)展了 試驗(yàn)考核[8-12] 。

陶瓷基復(fù)合材料由陶瓷基體、增強(qiáng)纖維和界面層構(gòu)成，在陶瓷基體中通過(guò)引入纖維作為增強(qiáng)材料，即保 留了陶瓷材料的耐高溫、抗氧化、耐磨耗、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)纖維增強(qiáng)相的增韌機(jī)制使得材料對(duì)裂紋不敏 感，克服了陶瓷材料脆性大、可靠性低等缺點(diǎn)[13-14] 。陶瓷基復(fù)合材料構(gòu)件制備流程可分為 4 個(gè)階段， 如圖 3 所示[15-16] 。

目前，應(yīng)用最多的是碳纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料，其綜合性能優(yōu)越，但是在燃?xì)猸h(huán)境中長(zhǎng)時(shí)間服 役需要借助環(huán)境熱障涂層技術(shù)。環(huán)境障涂層結(jié)構(gòu)致密，具有高的熔點(diǎn)、良好的表面穩(wěn)定性、低的氧滲透能力 低等特點(diǎn)，除了能夠抵抗環(huán)境腐蝕，同時(shí)還兼具阻礙及愈合裂紋和空隙的作用[1７-18] 。相比美國(guó)等少數(shù) 國(guó)家掌握的連續(xù)纖維碳化硅陶瓷基復(fù)合材料產(chǎn)業(yè)化技術(shù)，中國(guó)陶瓷基復(fù)合材料的成形工藝和高性能纖維制備 技術(shù)與國(guó)外相比還有差距，局限了陶瓷基復(fù)合材料的批量生產(chǎn)。

1.1.2　 碳／碳復(fù)合材料

碳／碳復(fù)合材料是一種新型的高溫材料，具有低的密度（理論密度為 2.2ｇ ／ cm² )、低的熱膨脹系 數(shù)、高的強(qiáng)度和良好的耐高溫性能，同時(shí)還具有力學(xué)性能隨溫度的升高而升高的特點(diǎn)。將其應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng) 機(jī)具有提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比／功重比和熱端部件工作溫度等優(yōu)點(diǎn)[19] 。

然而，碳在3７0℃空氣中、在650℃水蒸氣中、在７50℃的CO₂ 中就會(huì)發(fā)生氧化[20] ，氧化使得碳／碳 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疏松和不連續(xù)，從而使得力學(xué)性能大幅度的下降[21] 。較差抗氧化性能限制其應(yīng)用，因此涂 層和基體改性等抗氧化技術(shù)被應(yīng)用到了碳／碳復(fù)合材料中。目前國(guó)外在一定溫度范圍內(nèi)的抗氧化技術(shù)已經(jīng)較 為成熟，特別是多層涂覆技術(shù)已滿足了 1７00℃ 以上的抗氧化要求。

Ｆ100 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴和加力燃燒室噴管均采用碳／碳復(fù)合材料進(jìn)行制備。近年來(lái)，隨著碳／碳復(fù)合 材料技術(shù)的發(fā)展，美國(guó) LTV公司已生產(chǎn)出了碳／碳復(fù)合材料整體渦輪葉盤，并已完成地面超轉(zhuǎn)試驗(yàn)。此外， 俄羅斯、德國(guó)、法國(guó)也已經(jīng)生產(chǎn)出碳碳復(fù)合材料的渦輪轉(zhuǎn)子外環(huán)、噴油桿等部件[19] 。

1.1.3　 金屬間化合物

金屬間化合物是金屬元素之間或金屬元素與類金屬元素之間通過(guò)共價(jià)鍵連接，具有良好的耐高溫、耐磨 損和抗氧化性能的新型耐高溫材料[22] 。目前在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用趨勢(shì)較為明顯的有 Ti-Al 系金屬間化合 物。在 Ti-Al 系金屬間化合物中，主要研究的是 Ti3 Al 合金、TiAl 合金以及 Ti2AlNb合金，其中 Ti3 Al 和 Ti2AlNb合金長(zhǎng)期工作溫度可達(dá) 650℃～７00℃，而TiAl 合金工作溫度則可達(dá) ７60℃～800℃ 。采 用 TiAl 合金制造葉片可降低葉片零件

質(zhì)量，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的減重，同時(shí)顯著降低輪盤載荷。目前 TiAl合金葉片主要采用精密鍛造工藝制備，圖4 為鑄造TiAl合金與鍛造 TiAl 合金及其它金屬結(jié)構(gòu)材料比強(qiáng)度的比較，通過(guò)鍛造變形，可以大幅度提高 TiAl合金的塑性、強(qiáng)度和疲勞性能[23] 。圖5為鍛造TiAl合金葉片的工藝路線圖。

從 2000 年開(kāi)始，國(guó)外開(kāi)始采用鍛造工藝制造 TiAl 合金葉片， ＲOｌｌｓ－ ＲOｙｃｅ 公司研制了 鍛造 TiAl 高壓壓氣機(jī) ７ 、8 、 9級(jí)葉片，并通過(guò)了發(fā)動(dòng)機(jī)試車考核；普惠 ＰＷ1100Ｇ發(fā)動(dòng)機(jī)第三級(jí)低 壓渦輪葉片裝備空客 Ａ320ＮｅO飛機(jī)，并于2014年9月首飛，如圖6所示[24] 。國(guó)內(nèi)，北京航空材料研究院 、西北工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、南京理工大學(xué)、北京科技大學(xué)等在鍛造 TiAl合金做了大量的研究工 作，尤其突破了大規(guī)格高純凈工業(yè)化鑄錠制備、包套擠壓開(kāi)坯、矩形截面細(xì)晶擠壓棒材制備、葉片等溫模鍛 、薄板包覆軋制、復(fù)雜構(gòu)件超塑成形、葉片零件加工等一系列關(guān)鍵技術(shù)，逐步縮短與國(guó)外的差距。

1.2　 耐高溫涂層材料

1.2.1　 高溫防護(hù)涂層材料

高溫材料的應(yīng)用可大大提高熱端部件的高溫強(qiáng)度，但新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度進(jìn)一步提高，已超 過(guò)了鎳基單晶高溫合金的熔點(diǎn)，高溫合金的承溫能力逐漸不能滿足其需求，而采用高溫涂層加冷卻結(jié)構(gòu)結(jié)合 ，其使用溫度可達(dá)到 1650℃以上，保證了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠服役。因此，在材料表面涂覆抗高溫性能優(yōu)異的防 護(hù)涂層是提高熱端部件的性能和延長(zhǎng)壽命的有效措施之一。

目前，航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫防護(hù)涂層包括熱障涂層、抗氧化涂層、內(nèi)腔涂層等，對(duì)渦輪葉片內(nèi)外表面進(jìn)行防 護(hù)，涂層結(jié)構(gòu)如圖 ７所示。熱障涂層主要應(yīng)用于渦輪葉片外表面，提高葉片材料的高溫抗氧化腐蝕及隔熱 ；抗氧化涂層主要應(yīng)用于渦輪葉片的外表面，提高葉片材料的高溫抗氧化性能，同時(shí)還可以作為熱障涂層的 金屬粘接層，以改善熱障涂層間的界面匹配性；內(nèi)腔涂層主要應(yīng)用于渦輪葉片的內(nèi)腔，以提高內(nèi)腔的高溫抗 氧化性能[25] 。

1.2.1.1　 熱障涂層

熱障涂層的陶瓷層材料需要具有難熔、相穩(wěn)定、化學(xué)惰性和低熱導(dǎo)、高熱反射率等重要物理化學(xué)特征， 同時(shí)要考慮其熱膨脹系數(shù)與基體材料之間的匹配。 ＺｒO₂ 是目前應(yīng)用廣泛，綜合性能較好的熱障涂層材料 ，它具有高熔點(diǎn)、化學(xué)穩(wěn)定性耐和高溫氧化等特點(diǎn)，但純 ＺｒO ₂ 具有同素異晶轉(zhuǎn)變，溫度升高后由單斜 結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變?yōu)榱⒎浇Y(jié)構(gòu)，伴隨著4％～6％ 體積分?jǐn)?shù)的變化而產(chǎn)生內(nèi)部熱應(yīng)力，目前廣泛使用 Ｙ ₂ O ₃ 作為 穩(wěn)定劑，通過(guò)自由膨脹和收縮來(lái)釋放中間粘結(jié)層與陶瓷層因熱膨脹系數(shù)不匹配而產(chǎn)生的內(nèi)部熱應(yīng)力，達(dá)到增 韌的效果，從而提高材料的抗熱震性與壽命。20世紀(jì)80年代初，普惠公司成功地開(kāi)發(fā)了ＰＷＡ264第2代 熱 障 涂 層，成 功 應(yīng) 用 在 了ＪＴ9Ｄ 、 ＰＷ2000 、 ＰＷ4000 和Ｖ2500等發(fā) 動(dòng) 機(jī) 渦 輪 葉 片 上， 截 至1992年，該 涂 層 用 于ＪＴ9Ｄ 、 ＰＷ2000 等發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片上已經(jīng)累計(jì)飛行了 400 萬(wàn)小時(shí)以上 [26-2７] 。為了適應(yīng)更高的溫度要求，普惠公司又成功地開(kāi)發(fā)了 ＰＷＡ266第3代渦輪葉片熱障涂層，涂層 制備工藝采用 ＥＢ-ＰＶＤ ，應(yīng) 用 至 ＪＴ9Ｄ-７Ｒ4、 Ｖ2500 、 Ｆ100-ＰＷ-229 和Ｆ119等發(fā)動(dòng)機(jī)渦 輪葉片上，應(yīng)用該涂層后， Ｆ119發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪工作葉片工作溫度可提高150Ｋ左右[28-30] 。截至目前 國(guó)外應(yīng)用于熱障涂層的陶瓷層粉末和靶材技術(shù)已十分成熟，正在開(kāi)展更低熱導(dǎo)率的新型陶瓷材料、或者對(duì)現(xiàn) 役傳統(tǒng)材料進(jìn)行改進(jìn)研究，以提高涂層的使用溫度和隔熱性能。

國(guó)內(nèi)近十年來(lái)也開(kāi)始自主研制噴涂用YSZ粉末，尤其是納米YSZ粉末取得了一定的進(jìn)展，然而國(guó)內(nèi)自主研 制的噴涂用YSZ粉末還存在 Ｃｌ－ 1含量偏高、雜質(zhì)元素含量超標(biāo)、造粒度均勻性差等問(wèn)題，此外納米YSZ 粉末還存在團(tuán)聚前的原始晶粒度偏大、粉末的流動(dòng)性、噴涂工藝性較差等問(wèn)題，且批次一致性有待提高。

1.2.1.2　 抗氧化涂層

目前報(bào)道獲得應(yīng)用的高溫抗氧化涂層主要是 ＭＣｒＡ －ｌＹ (Ｍ 是 過(guò) 渡 族 金 屬Ni 、 CO 、或 ＮｉCO )和 ＰｔAl 兩 種。

ＭＣｒAlＹ涂層的抗氧化機(jī)理一般是通過(guò)高溫氧化環(huán)境中，在表面首先形成 Al2O3 保護(hù)性氧化層以阻 止涂層的進(jìn)一步氧化，達(dá)到保護(hù)基體的目的。國(guó)外對(duì) ＭＣｒAlＹ 涂層的研究主要集中在改變成分含量以及 添加一些元素(Si 、 Ti、Ta 、 W 、 CO 、 Mo 、 Hf 、 Re )或氧化物以提高粘結(jié)層的抗氧化和耐熱腐蝕 性能方面。 ＰｔAl 涂層由于貴金屬 Ｐｔ 的加入使得涂層在高溫下保護(hù)膜的成膜性能更好，氧化膜自修復(fù) 性能更加突出。國(guó)外對(duì)ＰｔAl粘結(jié)層材料的研究集中在Ｐｔ含量對(duì)其抗氧化性能的影響方面[31-34] 。

國(guó)內(nèi)高溫抗氧化涂層的承溫能力、抗氧化性能與國(guó)外還存在差距。目前實(shí)際應(yīng)用較多抗氧化涂層的是 ＭＣｒＡ －ｌＹ ，北京航空材料研究院、金屬所、中國(guó)農(nóng)業(yè)機(jī)械化科學(xué)研究院等單位先后研制了 ＭＣｒ AlＸ系涂層(ＮｉＣｒAlＹ 、 ＮｉＣｒAl－ＹSi 、 ＮｉCOＣｒAlＹＴａ和 ＮｉCOＣｒAlＹ等)高溫防護(hù) 涂層，用于發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的防護(hù)，并進(jìn)入小批量生產(chǎn)階段。國(guó)內(nèi)在ＰｔAl 涂層方面，還未開(kāi)展 Ｐｔ 、 Al 的相對(duì)含量對(duì)抗氧化性能的影響研究，制備的 ＰｔAl 粘結(jié)層抗氧化性能還有待提高。

1.2.1.3　 內(nèi)腔防護(hù)涂層

內(nèi)腔防護(hù)涂層主要包括簡(jiǎn)單型鋁化物涂層和改進(jìn)型鋁化物涂層兩種。簡(jiǎn)單型鋁化物涂層是在高溫合金基 體上簡(jiǎn)單滲鋁，具有良好的抗氧化性能，但其抗熱腐蝕能力不足。近二十年來(lái)國(guó)外研究人員在簡(jiǎn)單型鋁化物 涂層中加入少量 Ｃｒ 、 Si 、 Ｐｔ等元素，包括 Ｃｒ改性的鋁化物涂層(Al－ Ｃｒ涂層)、 Si改性的鋁 化物涂層(Al-Si涂層)、 Ｐｔ改性的鋁化物涂層(Ｐｔ－ Al涂層)和稀土元素改性鋁化物涂層(ＲＥ-Al涂層) 等改進(jìn)型鋁化物涂層，其具有比簡(jiǎn)單型鋁化物涂層抗熱腐蝕性能[35-3７] 。

根據(jù)資料顯示，美國(guó) Ｐ＆Ｗ 公司和 ＣＦＭ 國(guó)際發(fā)動(dòng)機(jī)公司生產(chǎn)的民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片內(nèi)腔均有 鋁化物防護(hù) 涂 層，并 已 在 ＰＷ2000 、 ＰＷ4000-94 、 ＰＷ4000-100 、ＰＷ4000-112 、 ＰＷ4500 、 ＰＷ6000 、 ＰＷ8000 、 ＣＦＭ56-3 、ＣＦＭ56-5 、 ＣＦＭ56-７等發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)上應(yīng)用。

鋁化物內(nèi)腔涂層主要通過(guò)固體粉末滲、料漿滲、氣相滲和化學(xué)氣相沉積等工藝制備。化學(xué)氣相沉積被認(rèn) 為是制備內(nèi)腔防護(hù)涂層最為理想的方法，美國(guó)完成了化學(xué)氣相沉積工藝鋁化物沉積過(guò)程反應(yīng)中間體生成控制 等關(guān)鍵技術(shù)突破，有效地實(shí)現(xiàn)了葉片內(nèi)腔的防護(hù)， ＧＥ 公司和英國(guó) Ｒ-Ｒ23公司采用化學(xué)氣相沉積工藝制 備渦輪葉片內(nèi)腔鋁化物涂層用于裝備 ＧＥ90 、 ＧＥ90-115Ｂ 、 ＲＢ211-535 、ＢＲ７00發(fā)動(dòng)機(jī)。

與國(guó)外相比較，國(guó)內(nèi)在葉片復(fù)雜內(nèi)腔防護(hù)涂層技術(shù)成熟度仍需進(jìn)一步提高，內(nèi)腔涂層的均勻性、防護(hù)性 能等存在較大差距。采用的涂層工藝技術(shù)以傳統(tǒng)的包埋滲、料漿滲和氣相滲為主，化學(xué)氣相沉積技術(shù)應(yīng)用于 葉片內(nèi)腔涂層制備的研究工作處于研制階段。

1.2.2　 耐高溫隱身涂層材料

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為作戰(zhàn)飛機(jī)重要的雷達(dá)散射源和紅外輻射源，其后腔體及其內(nèi)部件、邊緣等的雷達(dá)散射信 號(hào)和后腔體及其熱端部件、尾噴流等的紅外輻射信號(hào)占整個(gè)飛機(jī)尾部特征信號(hào)的 95％ 以上，因此發(fā)動(dòng)機(jī)隱 身性能嚴(yán)重影響著飛機(jī)的作戰(zhàn)能力和生存率。耐高溫隱身涂層作為飛行器高溫隱身工程化應(yīng)用的主要技術(shù)途 徑，具有對(duì)飛行器外形影響小、工藝簡(jiǎn)單、成本較低與可靠性高等優(yōu)點(diǎn)。

耐高溫隱身涂層包括耐高溫紅外、雷達(dá)及兼容涂層等，用于低壓渦輪葉片、整流支板、混合器、內(nèi)錐體 、噴管唇口等部位，通過(guò)降低目標(biāo)的紅外輻射和縮減目標(biāo)的雷達(dá)散射截面達(dá)到隱身的效果。

傳統(tǒng)的紅外低發(fā)射率涂層不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)苛刻的使用環(huán)境，新型材料如金屬粉體涂層、金屬薄膜以及無(wú) 機(jī)涂層逐漸成為國(guó)外開(kāi)展耐高溫紅外隱身涂層的研究方向，其中金屬微粉（主要包括鋅、鋁、鐵、鎳、銅以 及銀、金、鉑等金屬材料)來(lái)源廣，效果好，是低發(fā)射率涂層中最常用的功能填料之一，可以實(shí)現(xiàn) 3μ ｍ～ 5 μ ｍ 和 8 μ ｍ～14 μ ｍ 波段的全波段紅外低發(fā)射率效果[38-40] 。

耐高溫雷達(dá)吸波材料是由基體材料和耐高溫吸收劑所組成，通常將耐高溫吸收劑分散在基體材料中，承 擔(dān)吸波功能。國(guó)外研究及應(yīng)用較多的是耐高溫介電損耗吸波材料，基體主要 分 為 陶 瓷 基 體(Si3 Ｎ 4 、 Al 2 O 3 、 AlＮ 、莫 來(lái)石、 ＺｒO2 等)和玻璃基體（磷酸鹽、 Ｌｉ 2 O-Al 2 O 3-SiO 2 、 Ｌｉ 2 O －Ｂ 2 O 3-SiO 2 、 ＭｇO-Al2O 3-SiO 2 )兩大類；而耐高溫吸收劑主要有 SiＣ 、 Ｓｉ3 Ｎ 4 、 鈦酸鋇、硼硅酸鋁、乙炔炭黑、碳納米管、納米 Si-Ｃ-Ｎ 、 Si-Ｃ-O 、 Si-Ｃ-Ｆｅ 等[41-42] 。

目前實(shí)現(xiàn)材料雷達(dá)／紅外兼容隱身主要有兩種技術(shù)途徑：一是材料本身具有雷達(dá)波高吸收、紅外低輻射 特性（單一型雷達(dá)／紅外兼容隱身材料)；二是利用結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)將雷達(dá)隱身材料和紅外隱身材料復(fù)合，復(fù)合后 可維持材料的雷達(dá)與紅外隱身性能保持不變或變化不大（復(fù)合型雷達(dá)／紅外兼容隱身材料)。但由于雷達(dá)隱 身與紅外隱身的機(jī)理有所不同，材料紅外發(fā)射率的降低與雷達(dá)波吸收能力的提高存在著一定矛盾，使得它們 性能相互制約，因此單一型雷達(dá)／紅外兼容隱身材料的雷達(dá)、紅外隱身性能相對(duì)有限，目前發(fā)展最 多 的 復(fù) 合 型 雷 達(dá)／紅 外 兼 容 隱 身 材 料，如 英 國(guó)ＢＴＲＲＬＣ 公司、澳大利亞國(guó)防科技組織的材料 研究室、德國(guó) ＰＵＳＨ　ＧＵＮＴＥＲ以及瑞典巴拉居達(dá)公司均研制在新一代雷達(dá)／紅外兼容隱身涂層技 術(shù)取得了很大進(jìn)展。

國(guó)外新一代先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)用發(fā)動(dòng)機(jī)均采用了隱身涂層技術(shù)，如美國(guó) Ｆ-22 、 Ｆ-35 、 Ｆ-11７Ａ 、 Ｂ-2 以及法國(guó)幻影－2000戰(zhàn)機(jī)。國(guó)外耐高溫隱身涂層技術(shù)發(fā)展較早，多種涂層均實(shí)現(xiàn)了工程化應(yīng)用，涂層及制備 技術(shù)都較為成熟。相比國(guó)外，中國(guó)的耐高溫涂層技術(shù)發(fā)展較晚，在現(xiàn)實(shí)應(yīng)用中還存在較多問(wèn)題，如雷達(dá)吸波 涂層的低頻隱身性能較差，涂層厚度過(guò)厚，耐腐蝕性能不足等問(wèn)題突出。

1.3　 中低溫材料

1.3.1　 鈦合金

先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金用量約 30％～40％ ，鈦合金主要用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片、盤和機(jī)匣等 零部件，代替鋼和鎳基合金減重效果可達(dá)到40％左右，顯著提高推重比和工作效率。

目前在中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得應(yīng)用的主要是 α＋ β 型鈦合金，具有良好的熱加工性能，同時(shí)在中溫 環(huán)境下又有良好的綜 合 性 能，工 作 溫 度 大 多 在 500℃ 以 下，其 中 在400℃ 以下的鈦合金主要 有 TC4 、 TC6 、 TC1７ ，應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度較低的風(fēng)扇葉片和低壓壓氣機(jī)葉片，500℃ 左右工作的 鈦合金有 TC11 、 TC25 、 ＴＡ15和 ＴＡ７合金，其中TC11 是中國(guó)目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)上用量最大的鈦合金 [43-44] 。

隨著發(fā)動(dòng)機(jī)零部件溫度的要求越來(lái)越高，發(fā)展了能在600℃使 用 的 鈦 合 金，如 Ti60 以 及 國(guó) 外 的 ＩＭＩ834 、 Ti－1100 、 ＢＴ36 、 ＢＴ41等，國(guó)外600℃鈦合金獲得了廣泛的應(yīng)用，例如ＩＭＩ834 廣泛應(yīng)用于 ＥＪ200發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)第3級(jí)整體葉盤和隔圈、 Ｆ119發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)后機(jī)匣等。

鈦合金的發(fā)展趨勢(shì)如圖 8 所示，使用溫度越來(lái)越高，鈦合金強(qiáng)化技術(shù)從固溶強(qiáng)化向有序強(qiáng)化發(fā)展，并 進(jìn)一步向SiＣ纖維復(fù)合強(qiáng)化發(fā)展，國(guó)內(nèi)、歐美和俄羅斯在不同溫度段對(duì)應(yīng)的牌號(hào)如表 1 所示[44] 。

1.4　 樹脂基復(fù)合材料

樹脂基復(fù)合材料具有高的比強(qiáng)度和比模量、疲勞性能和耐腐蝕性能好等特點(diǎn)，已在多型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng) 扇葉片、風(fēng)扇機(jī)匣、外涵機(jī)匣等部件上得到成熟應(yīng)用，并朝著結(jié)構(gòu)形式更優(yōu)、材料性能更高、制造成本更低 、自動(dòng)化程度更高的方向發(fā)展，相比于鈦合金材料，采用樹脂基復(fù)合材料減重效率提高了 25％ 以上[45- 46] 。樹脂基復(fù)合材料包括增強(qiáng)材料和樹脂基體，其中增強(qiáng)材料有碳纖維、玻璃纖維、 Ｋｅｖｌａｒ纖維 等，樹脂基體有環(huán)氧、聚酰亞胺、雙馬等。表2為樹脂基復(fù)合材料在國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的主要應(yīng)用情況，主 要用于發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片、機(jī)匣、出口導(dǎo)流葉片等部件[4７-52] 。當(dāng)前航空發(fā)動(dòng)機(jī)用樹脂基復(fù)合材料主要為 碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料。經(jīng)過(guò)幾十年的技術(shù)攻關(guān)和發(fā)展，國(guó)內(nèi)也形成了高韌性、耐高溫復(fù)合材料體系及 熱壓罐和樹脂傳遞模塑(ＲＴＭ )制造技術(shù)體系，圖9為國(guó)內(nèi)航空碳纖維復(fù)合材料發(fā)展歷程[53-56] 。

在先進(jìn)碳纖維和樹脂的研制上，國(guó)內(nèi)已經(jīng)初步建立了國(guó)產(chǎn)碳纖維技術(shù)與評(píng)價(jià)體系，并成功研制了達(dá)到 Ｔ300 ／Ｔ７00 ／ Ｔ800 級(jí)碳纖維，國(guó)產(chǎn) Ｔ300/Ｔ800 級(jí)碳纖維實(shí)現(xiàn)了在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的考核和應(yīng)用， 圖10為國(guó)內(nèi)外部分碳纖維的基本 力 學(xué) 性 能，國(guó) 內(nèi) 先 進(jìn) 樹 脂 長(zhǎng) 期 使 用 溫 度 突 破350℃ ，韌 性 CAI 達(dá)到 300ＭＰａ 以上，其中耐高溫聚酰亞胺基體在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上得到了大量的應(yīng)用[5７-59] 。

國(guó)內(nèi)外部分樹脂基復(fù)合材料的使用溫度和沖擊后壓縮強(qiáng)度(CAI )如圖11所示，向著高溫性能和高的沖擊 后壓縮強(qiáng)度(CAI )發(fā)展，高的 CAI值可獲得更高的減重效率和損傷 安 全 性 能[58-60] 。 發(fā) 展 能 夠 長(zhǎng) 期 使 用 溫 度 達(dá) 到350℃以上，同時(shí)要求具有良好的熱氧化、穩(wěn)定性和成型工藝性能的樹脂基復(fù)合材 料是滿足新一代高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)服役溫度和整體結(jié)構(gòu)成型必要要求。

2、發(fā)展趨勢(shì)與展望

一代新材料的出現(xiàn)支撐了一代新裝備的研發(fā)，一代新裝備的研制牽引一代新材料的應(yīng)用。經(jīng)過(guò)數(shù)十年的 發(fā)展，中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料技術(shù)取得了快速的進(jìn)步，逐漸從引進(jìn)、仿制走向自主研制，從上文對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī) 新材料國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展的分析看，中國(guó)在先進(jìn)復(fù)合材料、金屬間化合物、高溫鈦合金、涂層等先進(jìn)高、中、 低溫材料的研究上取得了一系列的研究進(jìn)展，逐漸縮短了和歐美發(fā)達(dá)國(guó)家的差距，但材料的成熟度還不高， 很多關(guān)鍵技術(shù)成熟度亟待優(yōu)化，導(dǎo)致產(chǎn)品合格率較低，且型號(hào)應(yīng)用研究和考核不充分。

此外，隨著中國(guó)軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)向著更加復(fù)雜嚴(yán)苛服役環(huán)境的轉(zhuǎn)變，以及未來(lái)先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制需 求，目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料技術(shù)儲(chǔ)備尚不能滿足高推重比高可靠發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的迫切需要，特提出如下展望：

（1 )隨著中國(guó)軍事實(shí)力的增強(qiáng)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的服役環(huán)境開(kāi)始由原本單一的內(nèi)陸環(huán)境向復(fù)合極端環(huán)境轉(zhuǎn) 變，其中，“高溫、高濕、高鹽霧”的海洋環(huán)境帶來(lái)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)腐蝕問(wèn)題已經(jīng)嚴(yán)重制約發(fā)動(dòng)機(jī)性能的充分 有效發(fā)揮，而中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的腐蝕防護(hù)技術(shù)，尤其是中低溫防護(hù)技術(shù)（包括不銹鋼及焊接部位、壓氣機(jī)鋼 葉片、可磨耗封嚴(yán)涂層等)亟待提升，所采用的工藝無(wú)法滿足長(zhǎng)期使用要求，急需開(kāi)展先進(jìn)的腐蝕防護(hù)涂層 和表面處理工藝研究；同時(shí)國(guó)內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)主干材料和涂層在典型服役環(huán)境下的腐蝕性能數(shù)據(jù)匱乏，造成在惡劣 環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)零部件的壽命預(yù)測(cè)存在瓶頸，急需開(kāi)展主干材料及表面防護(hù)在典型服役環(huán)境下的耐腐蝕能力及 性能衰減研究，搭建材料-連接件／模擬件-零件／組件-整機(jī)的積木式腐蝕試驗(yàn)驗(yàn)證體系。此外，為了保證 發(fā)動(dòng)機(jī)在真實(shí)環(huán)境下的長(zhǎng)期穩(wěn)定可靠服役，持續(xù)開(kāi)展外場(chǎng)服役腐蝕數(shù)據(jù)收集，不斷迭代腐蝕防護(hù)與控制設(shè)計(jì) 。

（2 )目前四代戰(zhàn)斗機(jī)及未來(lái)的先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)提出了較高的隱身性能指標(biāo)，發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)主要的紅 外輻射源，也是后向主要雷達(dá)散射源，其隱身隱身性能嚴(yán)重影響飛機(jī)的作戰(zhàn)能力和生存率。隨著國(guó)內(nèi)耐高溫 紅外、雷達(dá)及兼容涂層等耐高溫隱身涂層材料的不斷工程化應(yīng)用及驗(yàn)證，涂層脫落、維護(hù)困難、成本高昂等 問(wèn)題不斷凸現(xiàn)，以及飛機(jī)方對(duì)紅外雷達(dá)技術(shù)指標(biāo)要求的不斷提高，更耐溫、更薄、更輕、寬頻譜、可維修性 等更高要求的隱身涂層和針對(duì)不同服役環(huán)境、不同結(jié)構(gòu)的隱身構(gòu)件材料及制備工藝的需求更加迫切。此外， 隱身涂層的維修／維護(hù)和性能檢測(cè)技術(shù)也需同步開(kāi)展研究，為型號(hào)全壽命周期的隱身能力提供保障。

（3 )隨著中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料技術(shù)的不斷發(fā)展，材料品類日趨齊全，建立了符合中國(guó)國(guó)情的材料體系 ，但與歐美等發(fā)達(dá)國(guó)家相比，中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)材料技術(shù)基礎(chǔ)不夠雄厚，材料全面性能數(shù)據(jù)匱乏，尚不能滿足在役 、在研先進(jìn)航空

發(fā)動(dòng)機(jī)研制生產(chǎn)的迫切需求，主要存在以下問(wèn)題：

1 )部分關(guān)鍵工藝成熟度有待提高，比如金屬材料返回料回收利用技術(shù)、合金純凈度控制技術(shù)、組織均 勻性及批次穩(wěn)定性控制、大型復(fù)雜構(gòu)件精密制造技術(shù)等；

2 )部分關(guān)鍵和重要件材料級(jí)、毛料級(jí)及零部件級(jí)材料性能數(shù)據(jù)缺乏，在支撐強(qiáng)度壽命仿真計(jì)算中凸顯 不足，直接影響關(guān)重件強(qiáng)度及壽命可靠性的評(píng)估，有必要對(duì)關(guān)重鍵材料進(jìn)行全面性能數(shù)據(jù)補(bǔ)充測(cè)試，建立起 可實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)對(duì)比、數(shù)據(jù)推送、數(shù)據(jù)交互等功能的現(xiàn)代化全面性能數(shù)據(jù)庫(kù)；

3 )加強(qiáng)材料-結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)研究，如按照復(fù)合材料各向異性的設(shè)計(jì)思想去開(kāi)展零件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；根據(jù)承 載和隱身指標(biāo)開(kāi)展結(jié)構(gòu)隱身一體化構(gòu)件的設(shè)計(jì)等，建立起一體化結(jié)構(gòu)件設(shè)計(jì)準(zhǔn)則；

4 )先進(jìn)材料的應(yīng)用成熟度不高，為滿足新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)先進(jìn)材料的需求，需開(kāi)展先進(jìn)復(fù)合材料、 金屬間化合物、高溫／耐蝕防護(hù)涂層、高溫鈦合金等新材料的工程化應(yīng)用研究，提高材料和制造技術(shù)的成熟 度，為先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供技術(shù)儲(chǔ)備。

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