在前面的一篇文章中，给大家介绍了有关航空发动机的种类问题，比如大家平时听得比较多的涡喷发动机、涡扇发动机等，还有涵道比这样的概念，而当时在评论区又有读者提到了航空发动机的工艺问题，但是有关航空发动机的制造工艺涉及到的领域太多了，就算是想要详细介绍也不可能面面俱到的，所以在这篇文章里，就只挑选其中一两个航发可以涉及得到的，并且也可以说是相对比较重要的领域来给大家做个简单的讲解，这几个领域就是航空发动机的材料工艺和冷却技术。而在对这两个工艺技术介绍的过程中，也会顺带讲解一下其他的制造工艺，希望大家在看完这篇文章后，在对航空发动机的研发制造难度上有一定的了解。
F-135航空发动机
航空发动机的制造工艺，完全可以说是人类工业文明的集大成者，也是人类工艺制造技术的巅峰体现，它上面随便找一个部分体现出来的，也是人类数百年工业文明进程的结晶，所以，顶级的航空发动机，是被誉为“人类工业文明皇冠上的明珠”的。而最能体现航空发动机研发难度的，或许就是它的材料工艺了。在介绍航发的材料工艺技术含量有多高之前，首先先问读者们一个问题，大家知不知道对于航空发动机来说，其工作环境最恶劣的是哪个结构部分么？很多人或许都不知道，其实答案就是“涡轮”，为什么呢？如果大家倒回去看看以前那篇文章里有关航空发动机“核心机组成”以及工作原理的描述的话，就可以知道，对于涡轮来说，它首先需要承受极高的温度和冲击力，因为高温高压燃气从燃烧室出来后都是先喷射到涡轮上，带动涡轮的高速运转，这个转速可以达到每分钟10000~20000转；而高速转动的涡轮，就又不可避免地需要承受非常大的离心力，这个离心力是一个怎样的概念呢？上面的每一个叶片，需要承受的离心力高达十几吨。下图一中所示的，就是航空发动机内部涡轮上的叶片：
图一：还没有巴掌大涡轮叶片
图二：涡轮上的叶片组
从上面两张图我们可以知道，图二中涡轮上那一块块密密麻麻的叶片组，就是由图一中那种看起来还没有人的巴掌大的小叶片组成的。而当航空发动机处于工作状态，涡轮高速运转时，图中每一块这样的叶片，都需要承受上千摄氏度的高温炙烤，以及高达十几吨的离心力。在这种情况下，像这种小小的涡轮叶片，每一片就能输出数百马力（hp）的功率，也许大家对这个数据，或者“马力”这个功率单位没有什么具体的概念，所以为了帮助大家理解，我在这里做个对比，普通的家用小轿车，它们的发动机功率一般在100马力左右，好一点的也许可以上到150马力，至于那些性能更好的汽车，比如使用了4.0T、5.0T发动机的，发动机输出功率可以达到500~600马力。
汽车发动机
因此，通过对比我们可以这样理解，航空发动机里面一块还没有巴掌大的涡轮叶片，它的输出功率就已经可以超过大部分汽车发动机了。至于整个航空发动机的输出功率有多大？其输出功率是以“万”为单位的，比如像那些在民航客机、运输机上使用的大型航空发动机，它们的功率很容易就可以达到数万马力，发动机的功率越大，就意味着它产生的推力也就越大，而目前世界上推力最大的航空发动机，是通用电气公司的GE9X，其测试最大推力达到了597千牛，工作额定推力470千牛，功率则是超过了10万马力。
波音777X上的GE9X航空发动机
而对于航空发动机来说，与它的推力或者说功率有关的指标，是发动机的“热效率”。那么什么又是航空发动机的“热效率”呢？简单来讲，所谓的“热效率”就是指当涡轮与燃气的接触面积（即自身的尺寸和大小）不变的情况下，从燃烧室出来喷射在涡轮叶片组上的燃气温度越高，那么这个发动机最终产生的推力也就越大。其推力和燃气温度之间的规律关系大概是这样的：高温高压燃气的温度每提高55摄氏度，涡轮产生的推力就可以提高大约10%。所以，现阶段想要最大限度地提高航空发动机的推力，要做的就是尽可能提高喷射到涡轮上的燃气的温度，也因此而导致今天的航空发动机里面的涡轮叶片在工作状态需要承受1600摄氏度左右的燃气温度，举一个例子，法国的“阵风”战斗机，上面使用的M88涡扇发动机在工作中状态下，涡轮叶片需要承受的燃气温度高达1590摄氏度。因此，面对这种高温高压高振动和高冲击力的工作环境，航发里面的涡轮叶片对材料和工艺的要求是非常之高的，目前已知的用来制造涡轮叶片的材料有钴、铼、铬等镍基高温合金，除此之外，为了提高涡轮叶片组在高温高压等极端环境下的抗蠕变性能，还需要用到定向凝固（DS）、单晶晶体（SC）技术等生产工艺。
不同晶体结构的材料
这里主要介绍的是相对于其他晶体结构的材料，“单晶晶体结构材料”能带来怎样的一个性能优势。首先我们要知道，在自然条件下，合金在细微结构上是处于一种“小颗粒状”的，这种“小颗粒状”的东西我们把它称之为“晶粒”，而这些晶粒并不是一个整体，所以在晶粒与晶粒之间又会存在有一个界限，这个界限我们可以把它称为“晶界”。有关晶粒和晶界，我们来看上图，注意看图中的等轴晶体（颗粒状晶粒）和改进后的柱形晶体（柱状晶粒），在它们的放大部分里那些颜色深浅不一的其实就是晶粒，以及晶粒之间的晶界。在自然条件下，晶界的存在对材料性能的影响并不明显，但是在高温环境中，晶界的“脆弱”就被急剧的放大了，会使得金属材料在高温环境中的抗蠕变性、抗疲劳性变得很差。因此，想要让金属材料在高温环境中保持优异的性能，那么就需要消除掉这些脆弱的晶界，也就是使材料成为一个没有晶界的“整块晶粒”，即我们所说的单晶结构，如上图中所示，注意看在单晶结构的材料中，其内部是不存在晶粒和晶界的。
涡轮叶片上的白色热障涂层（TBC）
提高合金材料的抗高温性能，除了前面提到的单晶晶体生产工艺（SC）之外，还有一种方法就是直接给涡轮叶片涂上一层抗高温的热障涂层（TBC）。前面提到的单晶工艺是为了提高合金材料在极端高温环境中的抗疲劳性和抗蠕变性，而这个热障涂层（TBC）则是对合金材料起到抗氧化和防腐蚀的作用，因为环境温度对合金材料的抗氧化、抗腐蚀性能影响很大，尤其是在高温环境中，材料各方面的性能都会受到极大的挑战。因此，从20世纪70年代开始，涡轮叶片的热障涂层工艺（TBC）就已经慢慢在航空发动机领域被应用了，最初，这种用于涡轮叶片隔热涂层的材料主要是以铝化物为主，进入到80年代之后，才有了隔热效果更好的陶瓷隔温涂料。这些热障涂层大概可以提高涡轮叶片100摄氏度左右的抗高温能力，大家可不要觉得100摄氏度的提高好像不明显，在极端条件下，一摄氏度的温度变化都能带来一系列的连锁反应，而热障涂层带来的100摄氏度的隔热手段，在理论上几乎是将涡轮叶片的工作寿命给提高了一倍，这在发动机成本上所带来的优势是非常大的。
“气膜冷却”原理
继续来介绍涡轮叶片的抗高温手段，上面的两种方法主要是从材料学上去提高涡轮叶片在高温环境中的性能，但光是这两种方法还远远不够，前面已经有提到，航空发动机中的涡轮叶片需要在1600摄氏度的高温环境中保持稳定工作，而制造涡轮叶片的材料其本身可以承受的极限高温大概是1100~1200摄氏度，加上隔热涂层（TBC）可以提高100摄氏度的抗高温能力，那也仅仅是在1300摄氏度这个范围。所以，必须还要有其他的辅助手段来提高涡轮叶片的抗高温能力，这个辅助手段就是从制造工艺上去入手，来为涡轮叶片增加相应的冷却手段，而这些冷却方法包括有对流冷却（Convection Cooling）、冲击冷却（Impingement Cooling）、气膜冷却（Film Cooling）等。这里就简单介绍一下被广泛使用的气膜冷却，与对流和冲击冷却相比，它的冷却效率更高，该冷却技术包括通过在叶片结构中的勾勒多个小孔或者是狭缝，将冷却空气从叶片中抽出，而这些冷却的空气就会在叶片的外表面上形成一层薄薄的冷却空气（膜），从而减少了主燃气流的热传递，如上图所示。而气膜冷却的冷却效率主要受冷却空气流量参数以及其喷射几何形状的影响，冷却空气流量参数包括其苏密度、速度、动量等，而喷射几何参数则是包括孔或槽的几何形状（圆柱形、异形等）和喷射角度。下图为使用了气膜冷却工艺的涡轮叶片渲染图。
使用气膜冷却的涡轮叶片
讲到这里，有关航空发动机的几种制造工艺基本上也就介绍完了。通过这篇文章的简单介绍，想必大家应该也可以理解，为什么“材料学”这一门学科的发展，会对航空发动机技术起着至关重要的影响了。因为只有在材料学领域取得重大的突破，才能造出在极端高温环境中能保持优异性能的涡轮叶片，而涡轮叶片的质量，影响到的可是一款航空发动机的推力和使用寿命，而相对于民航使用的大涵道比涡扇发动机，用在战斗机上的小涵道比发动机对燃气热效率的要求更加的高，很多网友对我们国家军用航空发动机的发展不满意，可是你们要知道，我们已经是当前世界上能造大推力小涵道比军用涡扇发动机的国家之一了，除了我们之外，另外两个能造大推力小涵道比军用涡扇发动机的国家分别是美国和俄罗斯，至于有人会问英国和法国呢？英国的航空发动机技术确实世界顶尖，可以说是和美国并列，但是人家的主要领域在民用，而法国，目前装备“阵风”战斗机的M88发动机是中推，不是大推。因此，我们国家其实已经是目前世界上仅次于美俄的，能造大推力小涵道比军用发动机的国家了，当然，想要追上美俄的步伐，确实还有着不短的一段路要走，尤其是目前站在航发领域巅峰的美国，所以，吾辈还需当自强！
原文：https://www.toutiao.com/a6837763239900611075/
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