航天发动机尾喷管材料的简介
————高温合金
摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。
关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。
一、零件的材料
火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。
喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。
当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。
在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。
二、高温合金的分类、性能等
760℃高温材料变形高温合金
变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
1、固溶强化型合金
使用温度范围为900～1300℃，最高抗氧化温度达1320℃。例如GH128合金，室温拉伸强度为850MPa、屈服强度为350MPa；1000℃拉伸强度为140MPa、延伸率为85%,1000℃、30MPa应力的持久寿命为200小时、延伸率40%。固溶合金一般用于制作航空、航天发动机燃烧室、机匣等部件。
2、时效强化型合金
使用温度为-253～950℃，一般用于制作航空、航天发动机的涡轮盘与叶片等结构件。制作涡轮盘的合金工作温度为-253～700℃,要求具有良好的高低温强度和抗疲劳性能。例如：GH4169合金，在650℃的最高屈服强度达1000MPa；制作叶片的合金温度可达950℃，例如：GH220合金，950℃的拉伸强度为490MPa，940℃、200MPa的持久寿命大于40小时。变形高温合金主要为航天、航空、核能、石油民用工业提供结构锻件、饼材、环件、棒材、板材、管材、带材和丝材。
760℃800MPa级高温材料铸造高温合金
铸造高温合金是指可以或只能用铸造方法成型零件的一类高温合金。其主要特点是：
1.具有更宽的成分范围由于可不必兼顾其变形加工性能，合金的设计可以集中考虑优化其使用性能。如对于镍基高温合金，可通过调整成分使γ’含量达60%或更高，从而在高达合金熔点85%的温度下，合金仍能保持优良性能。
2.具有更广阔的应用领域由于铸造方法具有的特殊优点，可根据零件的使用需要，设计、制造出近终形或无余量的具有任意复杂结构和形状的高温合金铸件。
根据铸造合金的使用温度，可以分为以下三类：
第一类：在-253～650℃使用的等轴晶铸造高温合金这类合金在很大的范围温度内具有良好的综合性能，特别是在低温下能保持强度和塑性均不下降。如在航空、航天发动机上用量较大的K4169合金，其650℃拉伸强度为1000MPa、屈服强度850MPa、拉伸塑性15%；650℃，620MPa应力下的持久寿命为200小时。已用于制作航空发动机中的扩压器机匣及航天发动机中各种泵用复杂结构件等。
第二类：在650～950℃使用的等轴晶铸造高温合金这类合金在高温下有较高的力学性能及抗热腐蚀性能。例如K419合金，950℃时，拉伸强度大于700MPa、拉伸塑性大于6%；950℃，200小时的持久强度极限大于230MPa。这类合金适于用做航空发动机涡轮叶片、导向叶片及整铸涡轮。
第三类：在950～1100℃使用的定向凝固柱晶和单晶高温合金这类合金在此温度范围内具有优良的综合性能和抗氧化、抗热腐蚀性能。例如DD402单晶合金，1100℃、130MPa的应力下持久寿命大于100小时。这是国内使用温度最高的涡轮叶片材料，适用于制作新型高性能发动机的一级涡轮叶片。
随着精密铸造工艺技术的不断提高，新的特殊工艺也不断出现。细晶铸造技术、定向凝固技术、复杂薄壁结构件的CA技术等都使铸造高温合金水平大大提高，应用范围不断提高。
760℃800MPa级高温材料粉末冶金高温合金
采用雾化高温合金粉末，经热等静压成型或热等静压后再经锻造成型的生产工艺制造出高温合金粉末的产品。采用粉末冶金工艺，由于粉末颗粒细小，冷却
速度快，从而成分均匀，无宏观偏析，而且晶粒细小，热加工性能好，金属利用率高，成本低，尤其是合金的屈服强度和疲劳性能有较大的提高。
FGH95粉末冶金高温合金，650℃拉伸强度1500MPa；1034MPa应力下持久寿命大于50小时，是当前在650℃工作条件下强度水平最高的一种盘件粉末冶金高温合金。粉末冶金高温合金可以满足应力水平较高的发动机的使用要求,是高推重比发动机涡轮盘、压气机盘和涡轮挡板等高温部件的选择材料。
1200℃100MPa级高温材料氧化物弥散强化(ODS)合金
是采用独特的机械合金化(MA)工艺，超细的(小于50nm)在高温下具有超稳定的氧化物弥散强化相均匀地分散于合金基体中，而形成的一种特殊的高温合金。其合金强度在接近合金本身熔点的条件下仍可维持，具有优良的高温蠕变性能、优越的高温抗氧化性能、抗碳、硫腐蚀性能。
目前已实现商业化生产的主要有三种ODS合金：
MA956合金在氧化气氛下使用温度可达1350℃，居高温合金抗氧化、抗碳、硫腐蚀之首位。可用于航空发动机燃烧室内衬。
MA754合金在氧化气氛下使用温度可达1250℃并保持相当高的高温强度、耐中碱玻璃腐蚀。现已用于制作航空发动机导向器蓖齿环和导向叶片。
MA6000合金在1100℃拉伸强度为222MPa、屈服强度为192MPa；1100℃，1000小时持久强度为127MPa，居高温合金之首位，可用于航空发动机叶片。
金属间化合物高温材料
金属间化合物高温材料是近期研究开发的一类有重要应用前景的、轻比重高温材料。十几年来，对金属间化合物的基础性研究、合金设计、工艺流程的开发以及应用研究已经成熟，尤其在Ti-Al、Ni-Al和Fe-Al系材料的制备加工技术、韧化和强化、力学性能以及应用研究方面取得了令人瞩目的成就。
Ti3Al基合金(TAC-1)，TiAl基合金(TAC-2)以及Ti2AlNb基合金具有低密度(3.8～5.8g/cm3)、高温高强度、高钢度以及优异的抗氧化、抗蠕变等优点，可以使结构件减重35～50%。Ni3Al基合金，MX-246具有很好的耐腐蚀、耐磨损和耐气蚀性能，展示出极好的应用前景。Fe3Al基合金具有良好的抗氧化耐磨蚀性能，在中温(小于600℃)有较高强度，成本低，是一种可以部分取代不锈钢的新材料。
环境高温合金
在民用工业的很多领域，服役的构件材料都处于高温的腐蚀环境中。为满足市场需要，根据材料的使用环境，归类出系列高温合金。
若按照基体元素分类
超耐热合金典型组织是奥氏体基体，在基体上弥散分布这碳化物、金属间化合物等强化相。高温合金的主要元素有铬、钴、铝、钛、镍、钼、钨等。合金元素起稳定的奥氏体基体组织，形成强化相，增加合金的抗氧化和抗腐蚀能力的作用。常用的高温合金有铁基、镍基和钴基3种。
铁基超耐热合金
铁基高温合金是奥氏体不锈钢发展起来的，含有一定量的铬和镍等元素。它是中等温度（600~800℃）条件下使用的重要材料，具有校核的中温力学性能和良好的热加工塑性，合金成分比较简单，成本较低。主要用于制作航空发动机和工业燃气轮机上涡轮盘，也可以制作导向叶片、涡轮叶片、燃烧室，以及其他承力件、紧固件灯。另一用途是制作柴油机上的废气增压涡轮。由于沉淀强化型铁基合金的组织不够稳定抗氧化性较差，高温强度不足，因而铁基合金不能在更高温度条件下应用。
镍基超耐热合金
以镍为基体（含量一般大于50%）、在650~1000℃范围内具有较的强度和良好的抗氧化性、抗燃气腐蚀能力的高温合金。
镍基合金是高温合金中应用最广、高温强度最高的一类合金。其主要原因，一是镍基合金中可以溶解较多的合金元素，且能保持较好的稳定性；二是可以形成共格有序的A3B型金属间化合物γ’-[Ni(Al,Ti)]相作为强化相，使合金的得到有效的强化，获得比铁基高温合金和钴基高温合金更高的高温强度；三是很含铬的镍基合金具有比铁基高温合金更好的抗氧化和抗燃气腐蚀能力。镍基合金含有十多种元素，其中Cr主要起抗氧化和抗腐蚀作用，其他元素主要起强化作用。根据它们的强化作用方式可以分为固溶强化合金和沉淀强化合金：固溶强化元素，如钨、钼、钴、铬、钒等；沉淀强化元素，如铝、钛、铌和钽；晶界强化元素，如硼、锆、镁和稀土元素等。
钴基超耐热合金
钴基超耐热合金是含钴量40%~65%的奥氏体高温合金，在730~1100℃下，具有一定的高温强度、良好的抗热腐蚀和抗氧化能力。用于制作工业燃气轮机、舰船燃气轮机的导向叶片等。钴基合金的发展应考虑钴的资源情况。钴是一种重要的战略资源，世界上大多数国家缺钴，以至于钴基合金的发展受到限制。
钴基合金一般含镍10%~22%，铬20%~30%以及钨、钼、钽和铌等固溶强化和碳化物形成元素，含碳量很高，是一类以碳化物为主要强化相的高温合金。钴基合金的耐热能力与固溶强化元素和碳化物形成元素含量多少有关。
三、高温合金的应用与发展
高温钛合金以其优良的热强性和高比强度，在航空发动机上获得了广泛的应用。类似的高温合金材料在未来很长的一段时间应该是王牌型材料，在科技日新月异的今天，对高温合金材料的研究与来发具有很高的实际意义与战略意义。未来的航空航天飞行器及其推力系统，要求发展比现有的Ti64和Ti6242合金的强度、工作温度和弹性模量更高，密度更小，价格更低的高温合金材料，因此，高温合金材料的是航空材料的发展主流。
高温合金是指以铁、镍、钴为基，能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料；并具有较高的高温强度，良好的抗氧化和抗腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能。高温合金为单一奥氏体组织，在各种温
度下具有良好的组织稳定性和使用可靠性，基于上述性能特点，且高温合金的合金化程度较高，又被称为“超合金”，是广泛应用于航空、航天、石油、化工、舰船的一种重要材料。按基体元素来分，高温合金又分为铁基、镍基、钴基等高温合金。铁基高温合金使用温度一般只能达到750~780℃，对于在更高温度下使用的耐热部件，则采用镍基和难熔金属为基的合金。镍基高温合金在整个高温合金领域占有特殊重要的地位，它广泛地用来制造航空喷气发动机、各种工业燃气轮机最热端部件。若以150MPA-100H持久强度为标准，而目前镍合金所能承受的最高温度〉1100℃，而镍合金约为950℃，铁基的合金〈850℃,即镍基合金相应地高出150℃至250℃左右。所以人们称镍合金为发动机的心脏。目前，在先进的发动机上，镍合金已占总重量的一半，不仅涡轮叶片及燃烧室，而且涡轮盘甚至后几级压气机叶片也开始使用镍合金。与铁合金相比，镍合金的优点是：工作温度较高，组织稳定、有害相少及抗氧化搞腐蚀能力大。与钴合金相比，镍合金能在较高温度与应力下工作，尤其是在动叶片场合。镍合金具有上述优点与其本身的某些卓越性能有关。镍为面心立方体，组织非常稳定，从室温到高温不发生同素异型转变；这对选作基体材料十分重要。众所周知，奥氏体组织比铁素体组织具有一系列的优点。镍具有高的化学稳定性，在500度以下几乎不发生氧化，学温下也不受温气、水及某些盐类水溶液的作用。镍在硫酸及盐酸中溶解很慢，而在硝酸中溶解很快。镍具有很大的合金能力，甚至添加十余种合金元素也不出现有害相，这就为改善镍的各种性能提供潜在的可能性。纯镍的力学性能虽不强，但塑性却极好，尤其是低温下塑性变化不大。
下面是对不同类别的高温合金有不同的用处的简析：
1、高温合金又叫热强合金、超级合金。按基体组织材料可分为三类：铁基、镍基和铬基。
铁基高温合金——此类合金又分为固溶强化合金和时效硬化合金。时效硬化合金包括PyrometA - 286、901、V - 57、CTX - 1、CTX - 909合金和Thermo - Span合金。这些合金均包含铌及(或)钛和铝。经固溶时效硬化处理后,在595～705℃下具备良好的强度与硬度。
镍基高温合金——此类合金又分为非时效硬化合金和时效硬化合金。含铬量约20%,而镍含量为50%～ 80%。典型的时效硬化合金有:Waspaloy、Pyromet 720、和Pyromet 41、80A、X - 750和751合金,这些合金的适用温度最高为870℃。固溶强化合金( Pyromet 102、680和625合金) 最高工作温度达1 205℃。钴基高温合金——此类合金的代表是L - 605。除含有镍、铁、铬和钨外,其钴含量达50%;它属展延性合金,工作温度最高约1 040℃;此类合金还包括MP159和188合金。此类合金尤其适用于需耐硫腐蚀的环境。
2、按生产方式可分为变形高温合金与铸造高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。
1）、铸造高温合金
铸造高温合金及制品主要以航空、航天发动机，地面燃机等动力机械为服务对象，其发展主要以动力机械需求为牵引。铸造高温合金及制品对原材料要
求高，制备工艺复杂，产品质量控制严格，行业准入门槛高，国内外具有研制和生产铸造高温合金能力的企业数量有限。
近年来，国内外铸造高温合金发展趋势主要表现为：
1）在等轴晶方面不再投入大量的人力和物力进行新合金的研制，而是通过工艺水平的提高，挖掘合金的潜能，提高等轴晶铸件的使用性能，因而高性能等轴晶的发展是一个重要的方向。
2）目前各种先进铸件制造技术和设备在不断开发和形成，如细晶工艺、热控凝固、真空离心铸造技术等，许多大型复杂结构高温合金铸件制造成功，并付诸应用，特别是越来越呈现出材料和工艺互相影响和促进的趋势。发达国家在铸造高温合金材料上将集中于少数极端工作条件的关键需求上，如适用于超高温、大应力、富氧或腐蚀环境等。同时，继续开发新技术，并提高现有技术的控制水平，从而提高各种高温合金铸件产品的质量一致性和可靠性。
3）定向、单晶高温合金研究方兴未艾，新型合金不断涌现，定向凝固合金已出现三代，单晶合金发展到5代，材料本体承温能力达到1200℃，基本达到此类材料的极限。
2）、变形高温合金
变形高温合金在国内外发展基本比较平稳，美国变形高温合金年产量约4 万吨左右，我国约5000吨左右。变形高温合金在航空发动机中至今仍然是主要用材，随着其他产品的日益成熟，变形高温合金的用量可能会有所减少，但这个过程比较漫长。而且，通过改进现有变形高温合金的综合性能、优化生产工艺、降低制造成本，变形高温合金至少在数十年内仍是航空发动机的主要用材。
目前，国内的变形高温合金使用可分为两大类：
一是军用，主要用户为航空、航天、舰用等领域，军品的特点是高牌号、高使用性能、高精度、种类规格繁多。
二是民用，主要在石油化工、能源动力、冶金与环保等诸多民用工业领域广泛应用，尤其是近几年来，随着产品的升级换代，高温服役的部件使用温度提高，许多原先使用耐热钢、不锈钢部件都逐渐使用高温合金和耐蚀合金取代，对高温合金及耐蚀合金的需求量非常大。民用变形高温合金产品种类主要有不同规格的锻棒、轧棒、板材、带材、丝材、管材等。
（3）新型高温合金
新型高温合金包括粉末高温合金、钛铝系金属间化合物、氧化物弥散强化（ODS）高温合金、耐蚀高温合金、粉末冶金及纳米材料等多种细分产品领域。
1）粉末高温合金处于第三阶段，同时具有高强度、高使用温度及高抗裂纹扩展能力，粉末高温合金材料及制件已经在国外获得了广泛的应用。
2）钛铝系金属间化合物的各个合金均在我国航空、航天和兵器领域开始应
用，应用进展明显快于国外。
3）氧化物弥散强化（ODS）高温合金主要用于航空航天等军工领域。
4）耐蚀高温合金主要用于替代耐火材料和耐热钢，目前在化纤等领域已经得到广泛应用。
5）粉末冶金及纳米材料固体自润滑轴承、新型耐磨高韧性硬质合金、新型高温固体自润滑密封件等已经在相关行业逐步得到推广。
我国高温合金的发展与展望
自1956 年第一炉高温合金GH3030试炼成功,迄今为止,我国高温合金的研究生产和应用已经历了50多年的发展历程.目前，已有GH系变形高温合金和K系铸造高温合金。可以说，我国已具备了高温合金新材料、新工艺自主开发和研究的能力, 进行应用研究和对材料进行评估的能力以及进行故障分析的能力,可以解决航空、航天及其它工业部门生产和发展中所遇到的各种高温合金材料问题。 50 多年来由于需求的推动, 全国科技人员和企业共同努力, 我国逐步形成了独有的高温合金体系, 其特点是牌号多, 性能相近的合金不少, 因而本来生产量很小, 工艺和性能难以稳定的问题更加突出. 造成这种局面的主要原因是每引进一种发动机, 就要试制一批合金, 再加我国自行研制的合金品种的不断增加, 因而造成我国高温合金品种的多样化，但是最根本的原因是我们对每个合金的深入研究不够, 对每个合金的特点不能做出有说服力的判断, 再加上合金研制与设计人员沟通不够, 以及国家在这方面没有明确的政策, 造成合金的品种增加多, 淘汰少, 从而形成当前如此局面, 这是留给高温合金工作者和发动机设计人员的一个复杂而艰巨的任务. 应该指出, 要想合理地解决这一问题, 必须发扬民主, 军民结合, 发扬全国一盘棋的精神, 形成一个和谐的集体，使我国高温合金体系建立在一个更坚实的基础上。
高温合金发展的趋势是进一步提高合金的工作温度和改善中温或高温下承受各种载荷的能力，延长合金寿命。就涡轮叶片材料而言，单晶叶片将进入实用阶段，定向结晶叶片的综合性能将得到改进。
此外，有可能采用激冷态合金粉末制造多层扩散连接的空心叶片，从而适应提高燃气温度的需要。就导向叶片和燃烧室材料而言，有可能使用氧化物弥散强化的合金，以大幅度提高使用温度。为了提高抗腐蚀和耐磨蚀性能，合金的防护涂层材料和工艺也将获得进一步发展。
四、高温合金的切削加工性
对于镍合金、钛合金以及钴合金等高温合金来说，耐高温的特性直接提高了加工难度。在加工时的重切削力和产生的高温共同作用下，使刀具产生碎片或变形，进而导致刀具断裂。此外，大多数此类合金都会迅速产生加工硬化现象。工件在加工时产生的硬化表面会导致刀具切削刃在切深处产生缺口，并使工件产生不良应力，破坏加工零件的几何精度。加工钛合金同样面临这些问题。尽管加工钛合金所需的切削力只比钢稍微高一点，但由于钛合
金的特殊性能，使加工它比加工同等硬度的钢要困难得多。
高温合金在切削过程中有以下特点：
1、塑性变形大。由于高温合金中有大量的奥氏体组织存在，所以高温合金的塑性变形很大。
2、切削力大。高温合金在较高温度下，仍有较高的物理机械性能，使切削力增大。通常，切削高温合金的单位切削力要比切削中碳钢高１～３倍。
3、加工硬化现象严重。高温合金的硬度在常温下一般不高，但塑性变形大，使已加工表面产生加工硬化现象。另外，在切削温度作用下，合金中的强化相从固溶体中分解出来，呈极细的弥散相分布、进一步增大了硬化程度。切削高温合金时，已加工表面的硬度要比基体硬度高50%~100%。
4、切削温度高，刀具易磨损。切削高温合金时，产生较大的塑性变形，刀具与工件间的摩擦加剧，切削力增大，因此产生大量的切削热。因高温合金的导热系数低，所以高温合金的散热性很差，使切削温度升高。由于高温合金的高温强度高，加工硬化严重，而且高温合金中含有许多金属碳化物、氮化物、硼化物以及金属间化合物等构成的硬质点，因此刀具的机械摩损严重。又由于切削力大，切削温度高，在高温高压下，使刀具—切屑接触面产生粘结，造成刀具的粘结磨损。在较高的切削温度下，刀具材料中某些合金元素如钨、钴、钛、铌等，将向工件及切屑中扩散，造成扩散磨损。
五、高温合金的加工方法(工艺)
1、尽量在硬化期前加工合金
许多类镍合金和钛合金都有硬化期，这意味着合金的硬在热处理后急剧上升，使晶相排列发生变化，强度提高，研磨性提高，因而加工难度也就增大，因此，我们应该在合金硬度较小的阶段加工，典型方法是：最好在固融退火条件下将工件加工到接近最终尺寸，然后再热处理强化，在硬化期后，如果表面精度已经达到要求，只需要进行最后的精整工序。
2、使用锋利的锐角切刃的刀具
同样的原因，轻微磨过的切刃或者锋利的锐角切刃提高加工效率。钝角刀刃会导致切削力增加、积屑、材料撕裂、变形、使表面精度降低。因为锐角刀刃强度较低，较易发生崩刃，所以在对表面要求较低的粗加工中，应该使用轻微磨过的切刃，锐角刀刃则用于精加工。
3、使用强度高的几何外形的刀具
只要加工要求允许，就应该尽可能使用刀尖半径较大的刀具。较大的刀尖半径，可以使更多的刀刃投入切削，减小了每一点的受力，从而可以避免由于局部应力集中而导致的刀具断裂。
4、采取提高钢度措施的刀具
加工过程中，刀具振动会影响工件表面精度和刀具寿命，而提高刀具钢度可以减少振动，同时钢度提高也有利于保证严格的公差要求。
5、防止工件偏移
钛合金的柔韧性相对较大，因此需要采取一些特殊措施防止工件的移动。比
如使用填充金属或者特殊的夹具。
6、在钻削加工中，采用较大的导程角
大的导程角有助于尽量减少刀具缺口，特别是在切削深度线位置，由于有更多的刀刃参加了切削，刀具损坏的可能性也就相应降低。
7、当走刀次取大于1时，改变切削深度
切削深度线位置的缺口是由于工件表面引起的，在重复的走刀路径上使用不同的切削深度，工件的材料就可以接触到刀刃的不同部位，从而分散了损坏的可能性。
高温合金的加工方法(刀具)
目前用来加工高温合金刀具种类很多。主要有：
1、金刚石刀具和CBN刀具
在加工高硬度合金（包括超耐热合金）时，经常要使用CBN刀具。比如，在进行精加工或半精加工时，使用CBN刀具效果很好。尽管CBN的价格相对较高，但是它们提高的耐磨性是物有所值的。CNN刀具的高硬度和高熔点使它可以承受住加工时产生的高温高压，保证切削刃的锋利。
2、陶瓷刀具
普通的陶瓷刀具，氯化硅刀具、氧化铝刀具都能够用来加工耐高温合金。由于陶瓷刀具对已加工表面产生不良影响，陶瓷刀具一般只能用于粗加工。不过，一些硬度高的陶瓷刀具可以用于半精加工。
Al3o2—TiC硬陶瓷刀具可以承受很高的加工速度。但是这种材料的刀具更易于产生切削深度线处的缺口和碎片，尤其是在加工表面带有砂垢的铸件时，更容易产生这种现象。
氯化硅、硅铝氧氮聚合材料及碳化硅陶瓷刀具强度较高，不至于产生切深线处缺口和刀刃碎片现象。但硬度还是比较低而且化学性能比较活泼。如果使用硅铝氧氮聚合材料及碳化硅陶瓷刀具的话，切削速度可以提高500，而使用Al3o2—TiC陶瓷刀具则可以将切削速度提高到820。
钛合金的粗加工也用到陶瓷刀具，使用它们来代替烧结的硬质合金刀，允许将速度提高75%。
3、涂层硬质合金刀具
通过化学汽相沉积或物理汽相沉积处理的涂层刀具应用越来越广。CVD涂层刀具用于加工几种硬度相对较低的铁基、镍基超耐热合金，比如：Moncls、lnconcl600和lnconc326合金。通常钛基涂层效果很好，如氯化钛和碳化钛涂层B但是在合金极其活泼的特殊环境中，铝230涂层刀具是最佳选择。这类刀具的基础层金属强度很高，可以防止出现缺口和崩刀，一般来说CVD涂层刀具主要用于化学性质较活泼的金属。
然而加工钛合金和超耐热合金更常用PVD涂层刀具。PVD涂层比较薄而且光滑，它们附着在硬质合金上同时还会产生一种残余应力，这种应力有利于提高刀具的抗破坏性能。较CDV刀具PVD更加紧密的贴于刀具上，更有利保持锋利的切削刃外形。这意味着PVD涂层刀具程度天生就比CDV刀具更高。
PVD刀具抗磨性好，化学性质稳定，不易产生积屑瘤。由于以前存在的适应性以及标准化问题已经得到解决。使用最多的PVD刀具，采用超细颗粒基层金属可以防止变形，并能提高强度和韧性。
涂层材料首选氧化钛。其它的涂层材料在不同的应用中都有各自不同的优势，氮碳化钛涂层可以延长刀具的寿命。
这些刀具的允许切削速度据实际情况而定，对镍基或钴基合金等切削难度最大的金属进行粗加工时，切削速度最低为50。对低硬度合金进行精加工时切削速度较高，为 500。加工钛合金时甚至高达600。
4、无涂层硬质合金刀具
硬质合金仍然是最常用的刀具材料，含钴量6%刀具用于粗加工，含钴*6%的超细颗粒刀具用于半精加工和精加工。对于超负荷粗加工，则要使用含钴量为10%的刀具。
Al3o2—TiC硬质合金刀具的正前面刀刃更适合于降低切削力，抗变形能力差，所以一般很少使用高速钢刀具来加工高熔点高硬度合金。不过，在一些加工条件极其恶劣的特殊情况下使用它们，效果也会不错。
六、航天发动机尾喷管的合适加工方法
加工航天发动机尾喷管的加工方法有许多种，我们可以选择传统的方法，也可以用特种加工的方法，首先我们要注意高温合金的物理特性和加工切削的特点，传统加工方法我们应该选用硬度和刚度较好的刀具，比较耐高温的刀具，以防止切削温度过高导致刀具变形崩裂，所以陶瓷刀具，硬质合金涂层刀具，钛合金刀具都是不错的选择，除了刀具以外，还要注意夹具的精度，并且刀具尽可能锋利，切削加工的时候，导程角要大一点，防止刀具受力过大，损坏。铣削时候，最好用高性能的高速钢制造，钻削加工时候，选用S型硬质合金钻头。
我们当然也可以用特种加工的方法来加工航天发动机尾喷管，电火花加工时不错的选择，因为电火花加工与材料的物理性质，硬度刚度无关，只要是导电材料都是可以的，并且加工精度也可以很好地保证，并且没有传统加工里的缺点，没有加工硬化，不会出现过热的影响。同样的原因，电火花线切割加工也是可以的。我们也可以用激光加工上面的微小孔。
机电工程学院
航空发动机隐身性之尾喷管技术分析 邱朝 （飞行器动力工程西安航空学院阎良10021） 摘要：随着航空科技的不断发展和未来战场的需求，对于飞机的各种性能也要求的越来越高，本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析，通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法，从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。 Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development. 前言： 飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征，来提高其突防和生存能力的一种技术。美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比，速度提高两倍，载弹量增加5000，但其雷达反射面积仅为其100，不到1平方米。而随后研制的B-2轰炸机，其探测特性只有百万分之一的数量级，在雷达光屏上的反映，只相当于一个飞行中的蜂鸟，因而具有很强的突防、作战和生存能力。发展发动机隐身技术是实现飞机隐身的重要一环，其内容函盖减小发动机可观察部件的探测反射特征、降噪和红外抑制技术，而对于尾喷管的改造则能很大程度上改善整体发动机的隐身性能。 1尾喷管的作用和类型 在涡轮风扇发动机上，喷管的主要作用是使发动机排出的燃气继续膨胀，
航天发动机尾喷管材料的简介 ————高温合金 摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。 关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。 一、零件的材料 火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。 喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。 当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。 在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。 二、高温合金的分类、性能等 760℃高温材料变形高温合金 变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
尾喷管 为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上
本科毕业论文(设计) 题目：超燃冲压发动机原理与技术分析 学院：机电工程学院 专业：热能与动力工程系2010级热能2班 姓名：王俊 指导教师：刘世俭 2014年 5 月28 日
超燃冲压发动机原理与技术分析 The Principle and Technical Analysis of Scramjet Engine
摘要 通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。 关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析
Abstract: Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and uses Key words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys
航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：
航空发动机尾喷管 中文名称：尾喷管 英文名称：nozzle 相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计 分类：发动机；尾喷管； 定义与概念： 尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。 国外概况： 为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的 变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外
鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70 年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与 发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃 烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F 100 加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调 节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。 为实现垂直起落动力装置,从50 年代开始研究转向喷管，它可以向下旋转90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用转向喷管的"飞马"发动机于1968 年装在"鹞"式飞机上投入 使用。 从70 年代开始，国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力， 用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。 在70 年代进行的研究工作的基础上，美国在80 年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。首先，通用电气公司和普2 惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的F110 和F100 发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管AVEN 和P/ YBBN 并进行了试验。试验结果表明，喷管可以在360°范围内偏转± 20°，偏转角速度达 到60° -120°/s。 在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后，为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律，验证矢量喷管技术，评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80 年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落 /机动性技术验证机(STOL/MTD) 、F-18 大迎角气动特性验证机(HARV) 、X-31 增强战斗机机动性验证机 (EFMD )、F-16 多轴推力矢量验证机(MATV) 和F-15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。 俄罗斯从1980 年开始研究推力矢量技术。1985 年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作，并在苏-27 上进行了飞行试验。经比较后认为，轴对称矢量喷管较有前途，于是，便集中力量发展轴对称矢量喷管。 从90 年代开始，美国进行装二元矢量喷管的F119 发动机的工程研制，并于1997 年9 月装在F-22原型机上进行了首飞。F-22将于2004年左右具备初步作战能力。由于原来试验 的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本，不适于生产型发动机。因此，取消了反推力能力。
推进技术 本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师 ———超燃冲压发动机技术——— 刘小勇 摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用 背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。 主题词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器 概述 冲压发动机(ramjet )属于吸 气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。 当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。 超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机,采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。 超燃冲压发动机技术是发展 高超声速技术的关键。它涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。 目前,美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在2010年前后完成高超声速巡航导弹研制,在2020年前后研制成实用的高超声速飞机,在2025年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)。1 超燃冲压发动机的应用背景 超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速
高超音速空气动力学课程论文 超燃冲压发动机原理及设计方法研究 姓名：郭照阳 班级：航91 学号：2009011588 清华大学航天航空学院 二〇一一年十二月
Hypersonic Aerodynamics Course Paper Research on Principle and Design of Integrated Scramjet Name: GuoZhaoyang Class: SA 91 Student ID: 2009011588 School of Aerospace, Tsinghua University Deceber 2011
目录 摘要 (4) 第一章概述及原理 (5) 1.1 研究背景与意义 (5) 1.2 国内外相关研究概况 (6) 1.2.1 美国的超燃研究 (6) 1.2.2 俄罗斯的超燃研究 (7) 1.2.3 国外其他国家的超燃研究 (8) 1.2.4 我国的超燃研究 (9) 1.3 技术发展展望 (10) 第二章一体化设计 (10) 2.1 机体构型选择 (10) 2.2 进气道设计与性能研究 (10) 2.3 隔离段设计与性能研究 (11) 2.4 燃烧室设计与性能研究 (12) 2.5 尾喷管设计与性能研究 (13) 2.6 系统优化研究 (13) 2.6.1 发动机各部件优化 (13) 2.6.2 发动机一体化优化研究 (13) 2.7 一体化设计的意义 (14) 参考文献................................................................................ 致谢及声明…………………………………………………………………...
第4章燃烧室、加力燃烧室和尾喷管 Burner and Nozzle 第4.1节燃烧的基本知识 Basic Knowledge of Burn 在空气流中连续不断的喷入燃油，形成火焰，稳定燃烧，必须满足以下两个条件：一、油气比在一定的范围内才能进行燃烧 目前航空燃气轮机一般都使用航空煤油作为燃料。航空煤油在燃烧前由喷咀在高压下将煤油喷成雾状，在空气中蒸发，与空气混合。煤油与空气的混合比例(油气比)是一个重要的参数。 对一定量的空气来说，喷入的燃油量在燃烧后正好将空气中的氧气完全用完称为理论所需燃油量，实际喷入燃油量与理论所需燃油量之比称为燃料系数用β表示。 对一定量的燃油来说，将燃油完全烧完所需的空气量称为理论所需空气量，实际空气量与理论所需空气量之比称为空气系数或称为余气系数，以α表示。 β<1或α>1表示喷入空气的燃油较少，燃烧后不足以将空气中的氧气燃烧完，这种情况称为贫油；β>1或α<1则表示喷入空气的燃油太多，将空气中的氧气烧完后还有剩余的燃油，这种情况称为富油。 在一定的贫油或富油的范围内(油气比范围内)才能进行燃烧，过于贫油或富油是无法进行燃烧化学反应的。可以进行燃烧的油气比范围与油气混合后的混气压力和温度有极大的关系。 二、火焰周围气流速度必须低于火焰传播速度 β=1的均匀混气在常温常压下火焰的传播速度远低于1m/s，在紊流的气流中，火焰传播速度有所提高，能达到每秒数米或十多米，这与气流的紊流度有很大的关系。要使火焰能稳定燃烧，它周围的气流速度必须低于火焰传播速度。 第4.2节主燃烧室 Burner 主燃烧室是航空燃气轮机的主要部件之一，它介于压气机与涡轮之间，压气机出口的气流进入燃烧室，在其中喷入燃油进行燃烧，成为高温燃气进入涡轮。 然而，压气机出口的气流速度一般在150m/s左右，在这样高速的气流里是无法稳定火焰进行燃烧的。此外，受涡轮材料耐热性的限制，燃烧室出口的燃气温度一般在1200～1700K范围内，相当于燃料系数β大约在0.25～0.4范围内。在这样的贫油状态下，燃烧是无法进行的。 一.主燃烧室为组织火焰、稳定燃烧所采取的结构措施 首先，为了保证在形成火焰进行燃烧的部分达到比较合适的燃料系数范围，使燃料系数达到β=1左右。在燃烧室内设置火焰筒，空气从火焰筒壁上的圆孔或气膜缝隙进入火焰筒内，在喷入燃油的火焰筒头部，根据需要设计一定数量的圆孔和缝隙，以保证火焰筒头部的燃料系数达到β=1左右。
超燃冲压发动机尾喷管设计 特征线法是流体力学中一个非常经典的方法，它的物理概念和数值处理方法都非常清晰，长期以来一直在流体力学研究领域受到重视，它在传统喷管设计上的应用已经非常成熟。本节采用特征线法，并参考G.V.R.Rao提出的最大推力喷管设计方法，对超燃冲压发动机尾喷管进行了设计，对设计过程中出现的问题进行了深入的分析。 1 喷管设计方法 本文在进行喷管设计时，用到最大推力喷管设计方法。所谓最大推力喷管设计方法，就是在以下两个约束条件下：⑴喷管长度一定，⑵通过喷管的质量流量一定，所设计的喷管能产生最大的推力。这种方法由G.V.R.Rao[51]提出，在轴对称火箭发动机喷管设计中被广泛采用，文献[52]把这种方法的应用推广到了二维非对称喷管，本文就采用这种方法，来设计超燃冲压发动机尾喷管的上壁面。 图2-1最大推力喷管设计方法示意图 图2-1为最大推力喷管设计方法示意图，用该方法进行喷管设计时，需要先TBB T T）流场参数，本文通过特征线方法求解二维超声速流场来计算核心区（'' 获得核心区参数。而为了使用特征线方法，必须根据喉道区域的流场情况建立一TT），从而可以由该初值线开始计算下游的流场。所以接下来，依次条初值线（'
介绍初值线计算和核心区流场计算。 1.1 初值线生成 计算初值线常用的方法是索尔[53]（Sauer）分析法，该方法基于小扰动理论，比较简单，但是精确度不够,只有在下游曲率半径(图2-1圆弧TKB半径)与喷管进口高度之比大于2.0的时候可用。计算初值线的方法还有霍尔[54]（Hall）方法和克列格尔[55]（Kliegel）方法。霍尔方法是基于对速度分量用幂级数展开，幂级数是展开参数R的负幂次，该方法只限于R>1.0时适用，R<1.0时,幂级数是发散的。克列格尔方法是霍尔方法的修正，把霍尔方法的展开参数R代之以（R+1.0），这样，幂级数在R<1.0时也收敛。克列格尔方法通用性好，精度高，本文就选用该方法来计算初值线，参考文献[54]、[55]给出了使用该方法进行初值线计算的详细过程，表2-1给出了本文使用该方法进行初值线计算的结果。 表2-1 初值线计算的结果 1.2 核心区流场计算 特征线是一个数学名词，当要求解的偏微分方程为双曲型时，就有特征线存在，沿着特征线，可以将比较困难的偏微分方程求解问题转化为简单的常微分方
航空发动机尾喷管 关键字：航空发动机尾喷管 摘要：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。 一、概述 在航空燃气轮机上，尾喷管的功能是将从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从尾喷管高速喷出，产生反作用推力。 有的尾喷管还带有反推力装置，以缩短飞机着陆时的滑行距离；有的尾喷管还带有消音装置，以减少排气的噪声；有的尾喷管可以改变射流方向，称为矢量喷管，它可以使燃气射流向上下左右不同方向偏转一个可以操纵的角度，对飞机产生一个俯仰或左右偏转的力矩，便于在高速飞行中对飞机进行操纵和控制。 二、亚声喷管与超声喷管(Subsonic Nozzle and Supersonic Nozzle) 根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以分为亚声速喷管和超声速喷管两类。亚声速喷管为收敛形喷管，超声速喷管为收敛扩张形喷管。 尾喷管的压力降(或称膨胀比)以进口截面的总压p5*与出口截面以外的外界大气压力p0之比来表示： 能使尾喷管出口气流速度达到声速的膨胀比称为临界膨胀比，即 （4.4-1) 式中k'──工质的比热比。 若燃气的比热比k'=1.33，则πe,cr=1.85。 涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机在地面工作时尾喷管的膨胀比根据发动机设计参数的 不同可以在很大范围内变化，很多发动机πe在1.5～2.5范围内。当发动机在超声速条件下飞行时，由于进气道的冲压增压，尾喷管的膨胀比将大得多。 下图给出了作用在收敛形尾喷管内外壁上压力的分布。尾喷管外壁为均匀的外界大气压力p0，内壁的静压p则大于外界大气压力，随着气流在尾喷管内加速流动，静压下降，到尾喷管出口处，静压降至外界大气压。