军用手册
航空航天飞行器机构的金属材料和元件
分配表A。允许公开发行：有限的发布量。
前言
1.这本军事手册被批准用于国防部和联邦航空管理部门。
2.对可用于完善次手册的有益的建议（推荐，增加，删除）和任何相关数据，请致信：军
事手册—5协调委员会（937-656-9134留言，937-255-4997传真），AFRL/MLSC, 2179特福斯-史特，122室，赖特-帕特森, AFB, OH 45433-7718,可以通过写清自己的地址并在第一章的结尾写上标准化文件改进建议，如果使用的是本纸质书籍可以致信给我们。
3.这本书包括金属材料强度特性和航空航天飞行器元件的设计信息。这本手册中所有的信
息和数据都和空军，陆军，海军，美国联邦航空管理局相一致，和行业出版保持一致，并且和国防部，联邦航空管理局共同努力，完善数据。
4.此手册的电子版与纸质印刷版保持技术一致；但是在格式上存在微小的差异，例如表格
或者图形的位置可能有差异。根据显示器的尺寸和分辨率设置，可能更多的数据可以不在显示器放大下得到。这些数据被通过几种方法中的一种转换成电子格式。例如，数字化或者重新计算的方法被用于绝大多数的像典型的应力应变图和温度影响等的工程图。
例如第一章和第九章用扫描的方法获取图形的数据信息，以及第四章和第七章中绝大多数的S/N曲线合图表。这些电子数据也被用于生成纸质的数据以保持纸质书和电子书籍的等价。在所有的情况下，电子数据都和纸质的数据相对比以确保电子数据是技术上等同的。附录E提供了这本手册所有图形的详细列表，并附有每个图形格式的描述。
项目编号.1560-0187
数控代码解释
对于包含有材料特性的章节，用决策数据系统来辨别文本，表格和说明部分。此系统由下面的例子来解释。在第一，第八和第九章中也用到了各种此类的决策系统。A例：
一般的材料类型（本例：钢）
基于遗传特性的基材的（本例，中间合金钢）或者对于元件特性的逻辑故障。
所有数据都相关的特种合金。如果数据是零，则此部分包含遗传特性的诠释。
如果是零，则此部分包含对合金的特殊诠释；如果是整数，此数字是用于区分具体的工况或者状况（热处理）。
用给定数据给出的图表数据的类型（见下面的描述）
B例
铝
2000系列的锻造合金
2024合金
在T3, T351, T3510, T3511, T4, 和 T42 下的特性
以下是具体的属性：
拉伸性能（极限强度和屈服强度）~~~1
压缩屈服和剪切极限强度~~~~~2
轴承性能（极限和屈服强度）~~~3
弹性模量和剪切模量~~~4
失效时的伸长率，总的应变和面积缩减~~~5
应力应变曲线和正切模量的曲线~~~6
蠕变~~~7
疲劳~~~8
疲劳裂纹扩展~~~9
断裂韧性~~~10
1.0 概述
1.1 本书的目的，购买和使用
1.1.1 绪论
1.1.2 本书涉及的范围
1.1.3 设计力学性能的应用1.2 符号，缩写和单位系统
1.2.1 符号和缩写
1.2.2 国际单位系统
1.3 常见的公式
1.3.1 概述
1.3.2 简单的单元应力
1.3.3 组合应力
1.3.4 挠度（轴向）
1.3.5 挠度（弯曲）
1.3.6 挠度（扭转）
1.3.7 双轴的弹性变形
1.3.8 基本列公式
1.4 基本原则和定义
1.4.1 概述
1.4.2 应力
1.4.3 应变
1.4.4 拉伸性能
1.4.5 压缩性能
1.4.6 剪切性能
1.4.7 轴承性能
1.4.8 温度影响
1.4.9 疲劳性能
1.4.10 冶金不稳定性
1.4.11 双轴性能
1.4.12 断裂强度
1.4.13 疲劳裂纹的扩展行为1.5 失效的类型
1.5.1 概述
1.5.2 材料的失效
1.5.3 失效的不稳定性
1.6 柱列
1.6.1 概述
1.6.2 主要的失效不稳定性 1.6.3 局部的失效不稳定性 1.6.4 柱列实验结果的修正1.7 薄壁和加筋的薄壁部分
引用
第二章
2.1 概述
2.1.1 合金指数
2.1.2 材料性能
2.1.3 环境注意事项
2.2 碳钢
2.2.0 对碳钢的评述
2.2.1 美国钢铁协会标准1025
2.3 低合金钢(美国钢铁协会标准牌号和专有牌号)
2.3.0 对低合金钢的评述（美国钢铁协会标准牌号和专有牌号） 2.3.1 具体的合金
2.4 中级合金钢
2.4.0 对中级合金钢的评述
2.4.1 5Cr-Mo-V
2.4.2 9Ni-4Co-0.20C
2.4.3 9Ni-4Co-0.30C
2.5 高合金钢
2.5.0 对高合金钢的评述
2.5.1 18镍马氏体时效钢
2.5.2 AF1410
2.5.3 AcrMet 100
2.6 沉淀和转型硬化钢（不锈钢）
2.6.0 对沉淀和转型硬化钢（不锈钢）的评述
2.6.1 AM-350
2.6.2 AM-355
2.6.3 自定义450
2.6.4 自定义455
2.6.5 PH13-8Mo
2.6.6 15-5PH
2.6.7 PH15-7Mo
2.6.8 17-4PH
2.6.9 17-7PH
2.7 奥氏体不锈钢
2.7.0 对奥氏体不锈钢的评述
2.7.1 美国钢铁协会标准301
2.8 单元特性
2.8.1 梁
2.8.2 柱
2.8.3 扭转
第三章
3.0 铝
3.1 概述
3.1.1 铝合金的指数
3.1.2 材料的特性
3.1.3 生产注意事项3.2 2000系列锻造合金
3.2.1 2014合金
3.2.2 2017合金
3.2.3 2024合金
3.2.4 2025合金
3.2.5 2090合金
3.2.6 2124合金
3.2.7 2219合金
3.2.8 2519合金
3.2.9 2524合金
3.2.10 2618合金
3.3 3000系列锻造合金
3.4 4000系列锻造合金
3.5 5000系列锻造合金
3.5.1 5052合金
3.5.2 5083合金
3.5.3 5086合金
3.5.4 5454合金
3.5.5 5456合金
3.6 6000系列锻造合金
3.6.1 6013合金
3.6.2 6061合金
3.6.3 6151合金
3.7 7000系列锻造合金
3.7.1 7010合金
3.7.2 7049/7149合金 3.7.3 7050合金
3.7.4 7075合金
3.7.5 7150合金
3.7.6 7175合金
3.7.7 7249合金
3.7.8 7475合金
3.8 200.0系列铸造合金
3.8.1 A201.0合金3.9 300.0系列铸造合金
3.9.1 35
4.0合金
3.9.2 355.0合金
3.9.3 C355.0合金
3.9.4 356.0合金
3.9.5 A357.0合金
3.9.6 A357.0合金
3.9.7 D357.0合金
3.9.8 359.0合金
3.11 单元特性
3.11.1 梁
3.11.2 柱
3.11.3 扭矩
引用
第四章
4.0 镁合金
4.1 概述
4.1.1 合金指数
4.1.2 材料特性
4.1.3 物理特性
4.1.4 环境注意事项
4.1.5 合金和回火设计
4.1.6 连接方法
4.2 锻造镁合金
4.2.1 AZ31B
4.2.2 AZ61A
4.2.3 ZK60K
4.3 铸造镁合金
4.3.1 AM100A
4.3.2 AZ91C/AZ91E
4.3.3 AZ92A
4.3.4 EZ33A
4.3.5 QE22A
4.3.6 ZE41A
4.4 单元特性
4.4.1 梁
4.4.2 柱
4.4.3 扭矩
引用
第五章
5.0 钛
5.1 概述
5.1.1 钛的指数
5.1.2 材料特性
5.1.3 生产中的注意事项 5.1.4 环境中的注意事项5.2 纯钛
5.2.1 纯钛的商业用途5.3 α和近似α钛合金
5.3.1 Ti-5Al-2.5Sn
5.3.2 Ti-8Al-1Mo-1V 5.3.3Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo 5.4 α-β钛合金
5.4.1 Ti-6Al-4V
5.4.2 Ti-6Al-6V-2Sn
5.5 β，近似β合金和亚β合金
5.5.1 Ti-13V-11Cr-3Al
5.5.2 Ti-15V-3Cr-3Sn-3Al (Ti-15-3) 5.5.3 Ti-10V-2Fe-3Al (Ti-10-2-3) 5.6 单元特性
5.6.1 梁
引用
第六章
6.0 耐热合金
6.1 概述
6.1.1 材料特性
6.2 铁 - 铬 - 镍基合金
6.2.0 总评
6.2.1 A-286
6.2.2 N-155
6.3 镍基合金
6.3.0 总评
6.3.1 哈氏合金X
6.3.2 铬镍铁合金600
6.3.3 铬镍铁合金625
6.3.4 铬镍铁合金706
6.3.5 铬镍铁合金718
6.3.6 铬镍铁合金X-750
6.3.7 Rene41
6.3.8 Waspaloy
6.4 钴基合金
6.4.0 总评
6.4.1 L-605
6.4.2 HS 188
引用
第七章
7.0 其他合金和杂化材料
7.1 概述
7.2 铍
7.2.1 铍的标准牌号
7.3 铜和铜合金
7.3.0 概述
7.3.1 锰青铜
7.3.2 铜铍
7.4 多向合金
7.4.0 概述
7.4.1 MP35N合金
7.4.2 MP159合金
7.5 铝合金板层压板
7.5.0 概述
7.5.1 2024-T3芳纶纤维增强层合板
引用
第八章
8.0 结构的连接
8.1 机械固定接头
8.1.1 紧固件简介和索引
8.1.2 实心铆钉
8.1.3 盲紧固件
8.1.4 旋锻领/翻转针紧固件
8.1.5 螺纹紧固件
8.1.6 特种紧固件
8.2 冶金接头
8.2.1 简介和定义
8.2.2 焊接接头
8.2.3 铜焊
8.3 轴承，滑轮和钢丝绳
引用
第九章
9.0 总结
9.1 概述
9.1.1 简介
9.1.2 适用性
9.1.3 批准程序
9.1.4 文件要求
9.1.5 符号和定义
9.1.6 向MIL-HDBK-5注册新产品的数据要求 9.1.7 用于力学性能数据的提交程序
9.2 室温设计特性
9.2.1 简介
9.2.2 名称和符号
9.2.3 计算程序，概述
9.2.4 指定人口
9.2.5 直接和间接计算的决策
9.2.6 确定适当的计算程序
9.2.7 正态分布的直接计算
9.2.8 威布尔分布的直接计算
9.2.9 未知分布的直接计算
9.2.10 派生属性的计算
9.2.11 确定许用回归分析的设计
9.2.12 计算程序的例子
9.2.13 弹性模量和泊松比
9.2.14 物理特性
9.2.15 室温设计特性的介绍
9.3 图形化的力学性能数据
9.3.1 高温曲线
9.3.2 典型的应力应变，压缩切线弹性模量和全域的应力应变曲线 9.3.3 双轴应力应变行为
9.3.4 疲劳数据分析
9.3.5 疲劳裂纹扩展数据
9.3.6 蠕变和蠕变断裂数据
9.4 接头和结构的属性
9.4.1 机械紧固接头
9.4.2 熔焊接头
9.5 其他属性
9.5.1 断裂韧性
9.6 统计程序和表格
9.6.1 拟合优度测试
9.6.2 显着性检验
9.6.3 数据回归技术
9.6.4 表格
9.6.5 威布尔分布的估算程序
引用
附录~~
A.0 词汇表
B.0 合金指引
C.0 规格指引
D.0 主题指引
E.0 图表指引
A.0 词汇表
a -振幅；裂纹或缺陷尺寸；缺陷尺寸测量，英寸
ac -临界裂纹长度的一半
ao -初始裂纹长度的一半
A -截面的面积，平方英寸，交变应力和平均应力的比值，“轴向”的下表，一个基础的机械属性值，（见1.4.1.1或者9.2.2.1），“A”载荷与平均载荷的比值；或者是面积
Ac -“A”应变的比值，应变的幅度与平均应变的比
A1 -模型参数
AD -Anderson Darling检验统计量，在正常或weibullness拟合优度检验的计算AISI –美国钢铁研究所
AMS –航空材料规范（由汽车工程师协会出版）
Ann –退火
AN –空军海军航空标准
ASTM –美国材料与实验协会
b -截面宽度，弯曲的下标
br –轴承的下标
B -双轴曲率（见1.3.2.8方程），B基础的机械属性值（见1.4.1.1或者9.2.2.1部分）
Btu -英制热度单位（s）
BUS –个别或者典型的轴承极限强度
BYS –个别或者典型的轴承屈服强度
c -的固定系数，压缩的下标
cpm –每分钟的转速
C -比热，摄氏，不变
CEM -自耗电极熔化
CRES-抗腐蚀钢材（不锈钢）
C（T）-紧凑拉伸
CYS –个别的或者典型的抗压屈服强度
d -微分的数学表示符号
D 或者d -直径或德宾沃森统计;孔或紧固件直径，凹洞
df -自由度
e -伸长的百分比，基于张力实验的延展性度量，计算单元变形或应变; “疲劳或耐力”的下标，从一个孔，中心到板材的边缘的最小距离;工程应变
ee –弹性应变
ep –塑性应变
e/.D –边缘距离（孔的中心到板的边缘）与孔的直径（轴承强度）之比
E –拉伸或者压缩的弹性模量，在应力的比例极限下的应力应变平均比
Ec –压缩的额弹性模量，在应力的比例极限下的应力应变平均比
Es –割线弹性模量，方程9.3.2.5
Et –切线弹性模量
ELI –超低间隙（钛合金级）
ER –等效圆
ESR -电渣重熔
f -内部的（或者计算的）拉伸应力，适用于有缺陷部分的应力，蠕变应力
fb –内部的（或者计算的）主要的弯曲应力
fc –内部的（或者计算的）压缩应力，断裂的最大应力，总有力的极限（筛选弹性断裂数据）
fpl –比例极限
fs –内部（或者计算的）剪切应力
ft –内部（或者计算的）张应力
f t –英尺（单复数）
F –设计应力，华氏，两个样本方差比
FA-设计轴向应力
Fb –设计弯曲应力，弯曲断裂的模量
Fbru-设计的极限承载力
Fbry-设计轴承屈服应力
Fc –设计的柱应力
Fcc-设计破碎或临界应力（局部失效柱应力的上限）
Fcu-设计极限压应力
Fcy-设计压缩屈服应力，应力值取永久变形为0.002时
FH-设计环向应力
Fs –设计剪切应力
Fsp-设计剪切的比例极限
Fst-设计扭转的断裂模量
Fsli-纯剪切的设计极限应力（这个值表示截面的平均剪切应力）
Fsy-设计剪切屈服应力
Ftp-设计拉伸比例极限
Ftu-设计拉伸极限应力
Fty-永久变形为0.002的设计拉伸屈服应力
g –克
G –刚性模量（剪切模量）
Gpa-Gpa
hr –小时
H –环向的下标
HIP-热等静压
i -边坡（由于弯曲）梁的中性面，弧度（1弧度为57.3度）
in –英寸（es）
I –轴向转动惯量
J –扭转常数（IP代表圆形管）焦耳
k –正态分布和指定概率，自由度的容限因子；单位应力的应变
k99，k90-分别为T99和T90的单侧容限因子（见方程9.2.7.2）
kA,B-分别为A基的k和B基的k
ksi-千磅每平方英寸（1000磅）
K-一个恒定的，一般的经验；热导率；应力强度；开尔文；校正系数
Kapp-明显的平面应力断裂韧性和残余强度
Kc-
Kf-
Kic-平面应变断裂韧性
KN-疲劳缺口系数的经验计算
Kt-热应力集中系数
lb-英镑
ln-自然对数（e底）
log-10底的对数
L-长度，“横向”的下标，纵向（纹理方向）
LT-长的横向（纹理方向）
m-“平均数”的下标，米，斜坡
mm-毫米
M-施加的力矩或力矩对，通常是弯曲力矩
Mc-机沉
MIG-金属惰性气体（焊接）
Mg-兆克
Mpa-Mpa
MS-军事标准
M.S-安全边界
M(T)-中间拉伸
n –单个或者多个测量的数目，“通常”的下标，失效的周数，对于标准的应力-应变曲线形状参数（Ramberg-Osgood参数)，疲劳循环的数目
N-疲劳寿命，失效的循环数，牛顿，归一化
Nf-疲劳寿命，是小的循环数
Ni-疲劳寿命，启动的循环数
Nt-塑性和弹性应变相等时的过度疲劳寿命
NAS-国家航空航天标准
p-“极性”的下标，“比例极限”的下标
psi-英镑每平方英寸
P-载荷，施加的载荷（总的，不是单位的，载荷），曝光参数，可能性
Pa-载荷的幅值
Pm-平均载荷
Pmax-最大载荷
Pmin-最小载荷
Pli-试验极限荷载，磅每件
Py-试验屈服载荷，磅每件
q-疲劳缺口敏感性
Q-横截面的静力矩
Q&T-淬火和回火
r-半径；根半径；减少率（回归分析）；两对测量的比；在一个样本的测试点的秩R-载荷（应力）比，或者是残差（观测值减去预测值），应力比，疲劳循环中最小应力和最大应力的比值，减少率
Rb-弯曲的应力比
Rc-压缩的应力比，罗克韦尔硬度-C规模
Re应变比-
Rs-剪切或者扭转的应力比，施加的载荷和允许的剪切载荷的比值
Rt-施加的载荷与允许的拉伸载荷的比值
RA-面积减少值
R.H-相对湿度
RMS-均方根（表面）
RT-室温
s-估计的总体标准偏差；样本标准差；“剪切”的下标
s2-样本方差
S-剪切力，名义工程应力，疲劳，s基的机械属性值
Sa-应力幅值，疲劳
Sc-疲劳极限
Scq-等效应力
Sf-疲劳极限
Sm-平均应力，疲劳
Smax-应力循环中的最高的应力代数值
Smin-应力循环中的最低的应力代数值
Sr-一个循环中最大值和最小值的差值
Sy-均方根误差
SAE-汽车工程协会
SCC-应力腐蚀开裂
SEE-总体标准估计误差的估计值
SR-学生化残差
ST-短横（纹理方向）
STA-固溶处理和时效处理
SUS-个别的或者典型的剪切极限强度
SYS-个别的或者典型的剪切屈服强度
t-厚度，拉伸的下标，曝光时间，经过的时间，指定概率和适当的自由度下的t 分布的容限因子
T-横向，施加的扭矩，横向（纹理方向），横向的下标
TF-曝光的温度
T90-基于统计公差下限约束下的力学性能，要求至少百分之90的数据以百分之95的置信度超过T90
T99--基于统计公差下限约束下的力学性能，要求至少百分之99的数据以百分之95的置信度超过T99
TIG-钨极惰性气体（焊接）
TUS-个别的或者典型的拉伸极限强度
TUS（Sli）-拉伸极限强度
TYS- 个别的或者典型的屈服强度
u-极限的下标
U-利用系数
V99，V90-基于样本为n规模，百分之95置信度的三参数weibull分布的对应的T99和T90的容限因子
W-中心通过裂解的张力板的宽度，瓦
x-基于n个观察的样本均值
X-个体测量的值，个体测量的平均值
y-梁的变形的弹性曲线（弯曲导致），中性轴到指定层的距离，屈服的下标，到坐标轴的距离
Y-有关组件的几何形状和缺陷尺寸的无量纲系数
z-到坐标轴的距离
Z-截面模量，I/y
A.2 符号（见1.2.1, 9.2.2, 9.3.4.3, 9.3.6.2, 9.4.1.2, 9.5.1.2, 和 9.6部分）
略
A.3 定义（见1.2.1, 9.2.2, 9.3.6.2, 9.4.1.2, 9.5.1.2 和 9.6部分）
A基-一个统计数字，或最低规范（S基）的下限，统计计算的值表明至少百分之99的总的数据值以百分之95的置信度等于或者超过A基的机械设计性能
交变载荷-见载荷幅值
B基-至少百分之90的总的数据值以百分之95的置信度等于或者超过B基的机械设计性能
铸型-铸型由连续的铸锭从单个的熔炉熔化，再倒入一或者多个型腔而不改变其工作参数的过程
铸造-一个或多个部分，先由一个熔炉熔化再倒入一个或多个模具中，而不改变其工作参数
置信度-一个指定的确定性水平，要求至少在一个给定的比例下，所有未来的测量预计可以等于或超过公差下限。确定性水平是指置信度系数。对于军事手册5，置信度系数与设计性能有关，这也意味着从长远来看，对未来的许多样品来说，将能实现百分之95的结果超过A和B值
置信区间-一个用于估计总体参数计算的区间，使得“总体参数处于这个区间”的说法将是正确的，一般来说，这样的陈述是在规定的时间比例下的
置信区间估计-值的范围，由样本期望包含总体的方差和均值计算得来
置信水平（系数）-在规定的部分时间下，置信区间期望包括总体的参数
置信限-两个用来定义置信区间的数字值
横幅载荷-所有的峰值载荷相等，所有的谷值载荷也相等的载荷
等寿命图-一族曲线组成的图（一般在笛卡尔坐标系下），每条曲线代表一个疲劳寿命，N与S，Smax有关。一般来说，等寿命图源于一族S/N曲线，每个曲线代表不同的应力比（A或B）下百分之50 的几率存活。此手册不在给出等寿命图形式下的疲劳数据
蠕变-力作用下的固体随时间的变形
注释1-蠕变实验通常在恒载荷和恒温下作。对于金属，不论初始加载应变如何定义，都不能包含在内
注释2-这种应变的改变有时指为蠕变应变
蠕变-断裂曲线-在恒载荷和恒温下的材料实验结果，通常画为应变与断裂时间。图9.3.6.2是典型的蠕变断裂数据。图示的应变包括载荷下的初始变形和由于蠕变的塑性应变
图A.1 典型的蠕变断裂曲线
蠕变断裂强度-在指定的恒定环境下，在给定的时间下蠕变实验中应力引起断裂。注释：有时也值应力断裂强度
蠕变断裂实验-蠕变断裂实验是指在渐进的样本变形下测量断裂的时间。一般来说，变形比蠕变实验中变形的要大很多
蠕变应变-应力引起的随时间变化的应变，不包括初始载荷引起的应变和热膨胀
蠕变强度-在指定环境和给定时间下，蠕变试验中达到指定蠕变的应力
蠕变应力-恒载荷除以试样的原始横截面积
蠕变试验-蠕变试验的目的是测量应力下的变形和变形率，这些应力通常低于会导致实验过程中试件断裂的值
临界应力强度因子-可能的持续裂纹扩展和断裂下的应力强度因子的限值。这个值由材料决定，而且可能随载荷的类型与使用的情况而不同
循环-在恒幅加载下，载荷的值由最小到最大，然后又到最小载荷（见于9.3.4.3图）。符号n和N（见疲劳寿命的定义）用来表示循环数
变形柄紧固件-紧固件的柄在正常安装过程中抓地面积处的变形
自由度-度为n个变量自由度数目可以被定义为变量减去它们之间的约束的数目多少。由于标准偏差计算包含一个固定值（平均值）它有n - 1个自由度
自由度-由样本提供的独立数目的比较
试验终止-见Runout
经过时间-从蠕变应力的施加到指定的观测值的时间间隔
疲劳-渐进式局部永久性的结构在材料产生脉动应力和应变在某一点或几个点处的发生的过程，在一定的脉动循环数下，可能引起裂纹和完全的断裂。注释：应力和时间（频率）下的脉动由随机振动引起
疲劳寿命-N指定的样本在指定的失效发生前应力或应变的循环次数
疲劳极限-Sf-当N很大时，疲劳强度的极限值。注释：排除某些材料和环境下的疲劳极限。文献中经常（不是总是这样）把在N次Sm=0应力循环下百分之50的值存在作为疲劳极限制成表值。
疲劳载荷-工作中的结构施加在测试样本上的周期或者非周期的波动载荷
疲劳缺口系数-疲劳缺口系数Kf（也被称为疲劳强度折减系数）是在相同的循环次数和工况下，没有应力集中的样本的疲劳强度和有应力集中的样本的疲劳强度的比值。注释：对指定的Kf，有必要指定几何形状，载荷类型和Smax，Sm和N的值，因为Kf要计算这些值。
疲劳缺口敏感度-疲劳缺口敏感度q是度量Kf和Kt的一致程度。注释：q=（Kf-1）/(Kt-1)
迟滞图-疲劳循环中的应力应变路径
等应变线-代表蠕变中恒定水平的线
等温度线-蠕变或者应力断裂曲线上的均匀的线
中断测试-由于一些机械故障，例如停电，载荷或者温度达到峰值时，实验在失效前停止
载荷幅值-载荷幅值Pa，Sa代表一半周期的范围（见表9.3.4.3）（也称为交变载荷，交变应力，交变应变）
加载应变-加载应变是开始加载到载荷全施加上的时间间隔内应变的该变量，有时也称为初始应变
加载（卸载）速率-载荷时间函数在单调增加（减少）部分的时间改变率
负荷率-负荷率R,A是一个循环下两个载荷参数的代数比值，两个最常用的的比率是R=Pmin/Pmax 和A=Pa/Pm或Sa/Sm 注释：军事手册5中通常用负荷率R
纵向-平行于工作的金属流动的主方向。对模锻件来说，这个方向在占主导地位的颗粒流动方向偏差+-15°
长-横向-有最大尺寸的横向方向，经常称为宽度方向。对于模锻件来说，这一方向与纵向（占主导的）晶粒方向偏差+-15°，与分型面平行偏差为+-15°（这两个条件都必须满足）
主蠕变方程-一个或一组用来表示给定蠕变水平的应力，温度，时间和蠕变组合的方程或方程组
主断裂方程-一个用来表示引起样本复杂分离（断裂或者破裂）的应力，温度和时间的组合的方程
最大载荷-最大载荷Pmax，Smax为载荷中代数值最大的值
平均载荷-平均载荷Pm是横幅载荷中最大载荷和最小载荷的代数平均值，或者是瞬时载荷值的中间值
中值疲劳寿命-在相同的条件下进行的一组实验中个别样本的观测疲劳寿命的最中间的值（安排的数量级）。万一测试的为偶数的样本，则中值疲劳寿命为两个最中间的值的平均值。注释1：经常优先用样本的中值代替代数平均值。注释2：文献中，疲劳寿命的缩写经常意味着一组中的中值疲劳寿命。但是，当用于收集没有后续要求的数据时，“疲劳寿命”一词是模糊不清的
N次循环的中值疲劳强度-N次循环下百分之50 的试件存活的应力水平的估计值。注释：由于在N此循环下的疲劳强度不能直接观测出频率分布，中值疲劳强度估计源于疲劳寿命分布中的一个特殊点。因为没人可以做等寿命实验
熔体-熔体是已完成所有的处理的单一均匀的熔化的金属，温度已调整好，预备倒入铸型。（对于金属基复合材料，熔化的金属中包含未熔化的强化相，例如颗粒，纤维，晶须等）（见表9.1.6.2）
最小载荷-最小载荷Pmin。Smin是载荷中代数值最小的值
标称孔径-变形的杆件的标称孔径应根据表9.4.1.2（a）。当实验中的孔径不在表中时，孔的尺寸应该在报告和联合许用值表中注出
柄的公称直径-带柄的直径等于所使用的标准尺寸的螺栓和螺钉紧固件名义柄直径（NAS 618尺寸）应规定的分数或小数当量数的大小。这些尺寸在表9.4.1.2中的第四列列出。对于未变形的柄盲紧固件的公称直径在表9.4.1.2中的第五列列出。对于其他的紧固件，公称直径应该为要求的最大和最小柄尺寸的平均值。
未变形的柄紧固件-在正常的安装过程中，紧固件的柄在接触区没有发生变形
航空发动机涡扇叶片及其成形工艺 涡扇发动机具有耗油率低、起飞动力大、噪音低和迎风面积大等特点。60年代中期，它只应用于客机和轰炸机，当时人们普遍认为，它很难在高速歼击机上应用。自70年代以来，带加力的高推比涡扇发动机的相继问世，使战斗机的性能提高到了一个新的水平，从而彻底改变了人们对涡扇发动机的偏见。90年代中期，又为第四代战斗机成功研制了推重比10带加力的涡扇发动机。与此同时，为满足发展巨型、远程运输机、宽机身客机的需要，国外先进的发动机厂家又研制成功了大推力、低耗油率、大流量比的涡扇发动机。时至今日，涡扇发动机已是应用数量最多、范围最广和最有发展前景的航空发动机。 风扇叶片是涡扇发动机最具代表性的重要零件，涡扇发动机的性能与它的发展密切相关。初期的风扇叶片材料为钛合金，具有实心、窄弦、带阻尼凸台结构。现今，风扇叶片在材料、结构方面已改进许多。为了增强刚性，防止振动或颤振，提高风扇叶片的气动效率，用宽弦结构代表了窄弦、带阻尼凸台结构；为了减轻重量，用夹芯或空心结构取代了实心结构；为了增大流量比，提高大推力涡扇发动机推进效率，风扇转子直径已增大到了3242mm，风扇叶尖速度已高达457m/s。而这些材料新、叶身长、叶弦宽、结构复杂的风扇叶片的成形工艺是非常复杂的。因此，风扇叶片的成形工艺始终是涡扇发动机的关键制造技术之一。 1早期风扇叶片 早期风扇叶片为大尺寸实心结构，为防止共振及颤振，它的叶身中部常带有一个阻尼凸台(又称减振凸台)。所有叶片的凸台连成一环状，既增强了刚性又改变了叶片固有频率，减小了叶根弯曲和扭转应力。阻尼凸台接合面喷涂有耐磨合金，当叶片振动时，接合面相互摩擦可起阻尼作用。阻尼凸台一般位于距叶根约整个叶片长度的50%～70%处。阻尼凸台的存在带来一系列问题，如：由于它的存在及它与叶身连接处的局部加厚，使流道面积减少约2%，使空气流量降低，造成气流压力损失，使压气机效率下降，发动机耗油率增加；增加了叶身重量，使叶片离心力负荷加大；使叶片制造工艺更加复杂。在有些风扇叶片上，为了增强抗外物撞击损伤能力，叶身上除了阻尼凸台以外，还有较厚的加强筋。 CFM56-3和CFM56-5发动机风扇转子直径约1700mm，风扇叶片长约600mm，由整体钛合金锻件经机械加工而成。风扇叶片毛坯先镦锻出叶根和阻尼凸台，经预锻成形，再精锻、切边。叶身成形可用数控铣、数控仿形磨、电解加工和抛光等工艺。随着叶片批量生产的增加，应尽量采用精锻法生产出钛合金风扇叶片的锻坯，以提高材料的利用率，减少机械加工工作量和提高风扇叶片的使用寿命。但生产这样大的风扇叶片精锻毛坯，需要使用昂贵的高精度的万吨级机械压力机或螺旋压力机，所需模具的尺寸大、精度也高。因此，精锻工序的成本很高。4钛合金宽弦无凸台空心风扇叶片5高韧性环氧复合材料风扇叶片
ARTICLES 学术论文 引言 航空发动机的设计、材料与制造技术对于航空工业的发展起着关键性的作用，先进的航空动力是体现一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。随着航空科技的迅速发展，面对不断提高的国防建设要求，航空发动机必须满足超高速、高空、长航时、超远航程的新一代飞机的需求。 近年来，航空工业发达国家都在研制高性能航空发动机上投入了大量的资金和人力，实施一系列技术开发和验证计划，如“先进战术战斗机发动机计划（ATFE ）”、“综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET ）计划”及后续的VAATE 计划、英法合作军用发动机技术计划（AMET ）等。在这些计划的支持下，美国的F119、欧洲的 EJ200、法国的M88和俄罗斯的AL-41F 等推重比10 一级发动机陆续问世。 为了提高发动机的可靠性和推力，先进高性能发动机采用了大量新材料，且结构越来越复杂，加工精度要求越来越高，对制造工艺提出了更高的要求。而且，在新一代航空发动机性能的提高中，制造技术与材料的贡献率为 50%~70%，在发动机减重方面，制造技术和材料的贡献率占70%~80%，这也充分表明先进的材料和工艺是航空发动机实现减重、增效、改善性能的关键。 1 航空发动机的材料、结构及工艺特点 在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，航空发动机普遍采用轻量化、整体化结构，如整体叶盘、叶环结构。钛合金、镍基高温合金，以及比强度高、比模量大、抗疲劳性能好的树脂基复合材 先进航空发动机关键制造技术研究 黄维，黄春峰，王永明，陈建民 （中国燃气涡轮研究院，四川 江油 621703） Key manufacturing technology research of advanced aero-engine HUANG Wei ，HUANG Chun-feng ，WANG Yong-ming ，CHEN Jian-min （China Gas Turbine Establishment ，Jiangyou 621703，China ） Abstract ：This paper describes the features of aero-engine material ，structure and technology ，and then ，development status and trend of key manufacturing technology for advanced aero-engine was analyzed. Finally ，the development of advanced aero-engine manufacturing technology in China is introduced and some proposals are put forward. Key Words ： aero-engine ，manufacturing ，summarization 作者简介： 黄维（1982—），男，四川仁寿人，中国燃气涡轮研究院助理工程师，主要从事工艺技术研究。E-mail ：huangwei611@https://www.doczj.com/doc/c31328662.html,
2020年航空发动机行业分析报告 2020年2月
目录 一、我国航空发动机国产化势在必行，产业链各环节企业将迎来重大 发展机遇期 (5) 1、国家级基金战略扶持：预计2017年启动的国家级两机专项计划投入规模 6在3000亿以上 ........................................................................................................ 2、国家安全战略重要保障：两机是工业领域皇冠上的明珠，是国家安全的重 7要战略保障 .............................................................................................................. 3、产业链条足够长、市场空间足够大：预计未来10年全球两机市场规模将 达到6000亿美元，产业链各环节企业发展空间巨大 (8) 二、我国航空发动机产业发展现状及标的梳理 (12) 1、航空发动机产业发展特点：技术壁垒高、经济回报高、研制周期长 (12) （1）技术壁垒高 (12) （2）经济回报高 (13) （3）研制周期长、研制投入大 (13) 2、我国国产军用航空发动机发展现状 (14) （1）仿制和改进 (14) （2）部分自主设计 (15) （3）拥有自主知识产权 (15) 3、我国航空发动机等两机产业链标的梳理 (16) 三、两机产业链：全球维度看切入两机供应体系，国内维度看自主可 控加速技术与产品落地 (17) 1、航发动力：我国航空发动机制造龙头企业，整机制造处垄断地位 (18) 2、应流股份：两机叶片千亿美金赛道，从此有了中国制造 (19)
摘要 摘要 本论文着重论述了涡轮叶片的故障分析。首先引见了涡轮叶片的一些根本常识；对涡轮叶片的结构特点和工作特点进行了详尽的论述，为进一步分析涡轮叶片故障做铺垫。接着对涡轮叶片的系统故障与故障形式作了阐明，涡轮叶片的故障形式主要分为裂纹故障和折断两大类，通过图表的形式来阐述观点和得出结论；然后罗列出了一些实例（某型发动机和涡轮工作叶片裂纹故障、涡轮工作叶片折断故障）对叶片的故障作了详细剖析。最后通过分析和研究，举出了一些对故障的预防措施和排除故障的方法。 关键词：涡轮叶片论述，涡轮叶片故障及其故障类型，故障现象，故障原因，排除方法
ABSTRACT ABSTRACT This paper emphatically discusses the failure analysis of turbine blade.First introduced some basic knowledge of turbine blades;The structure characteristics and working characteristics of turbine blade were described in she wants,for the further analysis of turbine blade failure Then the failure and failure mode of turbine blades;Turbine blade failure form mainly divided into two major categories of crack fault and broken,Through the graph form to illustrate ideas and draw conclusions ;Then lists some examples(WJ5 swine and turbine engine blade crack fault,turbine blade folding section)has made the detailed analysis of the blade.Through the analysis and research,finally give the preventive measures for faults and troubleshooting methods. Key words: The turbine blades is discussed，turbine blade fault and failure type，The fault phenomenon，fault caus，Elimination method
摘要 航空发动机是飞机的核心部件，而机匣则是航空发动机上关键部件之一，其结构极为复杂、制造难度大。机匣从毛坯到成品的加工过程中，大约有70%的材料被切除，其中绝大部分是在机匣的粗加工阶段完成。因此，高效粗加工是实现缩短机匣研制周期的关键。针对机匣结构特点，本文提出采用插铣代替传统侧铣进行高效粗加工，并从机匣零件建模、机匣数控加工工艺、机匣插铣粗加工刀位生成等方面开展了研究。 本文完成的主要工作和取得的成果如下： 1）对机匣的结构进行了分析，并根据机匣的结构特征利用UG软件实现了机匣的实体建模。 2）研究了机匣高效粗加工工艺。针对侧铣与插铣两种加工方式，从切削厚度和刀具挠度两方面进行理论对比分析，并对切削力进行仿真对比分析。结果表明，在相同切除率条件下，插铣径向切削力仅为侧铣的倍，切削过程稳定。 3）根据机匣插铣加工工艺与机匣结构特点，规划了其插铣刀位轨迹，并在UG环境下生成了相应的插铣加工刀位轨迹。此外，以UG为二次开发平台，实现了对插铣线的优化，可有效防止插铣加工过切。 关键词：机匣，高效加工，插铣，刀位轨迹，UG二次开发
ABSTRACT Aero-engine is the core component of the aircraft, and the casing which is a key part of the engine is difficult to manufacture because its extremely complicate structure. About 70% of the material is removed from blank to finished product, while the most material is removed in rough milling of casing. Therefore, high efficiency roughing of the casing is a key technology to realizing higher efficiency manufacturing and shorter developing cycle. Based on characteristics of casing, plunge milling was proposed to instead of traditional layered flank milling in this paper. And the part modeling, the CNC machining process modeling, the cut-location generation of the plunge milling in rough machining were studied. The main work and achievements of this thesis are as follows: 1) The casing structure is analyzed, and on this basis, the entity model of casing is established using UG. 2) The efficient rough machining of casing is studied for process planning. Between the side milling and plunge milling methods, cutting thickness and tools deflection were contrasted in theory and the cutting force were contrasted in simulation. The results show that, under the same resection rate, the radial cutting force of the plunge is only times than the side milling, and the process is stable. 3) According to the Plunge milling process and the structure characteristics of casing, the plunge milling cutter path was planned, which is then generated in UG. Additionally, aiming at overcut in plunge milling process, the optimization of the plunge milling line has been implemented using UG secondary development. Key words: Casing, Efficient processing, Plunge milling, tool path, UG Secondary development
航空发动机叶片涂层技术 一．涡轮叶片是先进航空发动机核心关键之一 航空发动机被称为现代工业“皇冠上的明珠”，航空发动机是飞机的“心脏”，价值一般占到整架飞机的20%-25%。目前，能独立研制、生产航空发动机的国家只有美、英、法、俄、中5个。但是，无论“昆仑”、“秦岭”发动机、还是“太行”系列，我国航空发动机的水平距离这一领域的“珠穆朗玛”依然存在不小的差距。美、俄、英、法四个顶级“玩家”能够自主研发先进航空发动机。西方四国由于对未来战场与市场的担忧，在航空发动机核心技术上一直对中国实施禁运和封锁。技术难关有很多。本人认为涡轮叶片是先进航空发动机的核心技术之一。 随着航空航天工业的发展，对发动机的性能要求越来越高，要使发动机具有高的推重比和大的推动力，所采用的主要措施是提高涡轮进口温度。国外在20世纪90年代，要求涡轮前燃气进口温度达1850-1950K。美国在IHPTET计划中要求：在海平面标准大气条件下，航空燃气涡轮机的的涡轮进口温度高达2366K。涡轮进口温度的提高要求发动机零件必须具有更高的抗热冲击、耐高温腐蚀、抗热交变和复杂应力的能力。对于舰载机，由于在海洋高盐雾环境下长期服役，要求发动机的叶片的耐腐蚀性更高；常在沙漠上飞行的飞机，发动机的叶片要具有更好的耐磨蚀。 众所周知：镍基和钴基高温合金具有优异的高温力学和腐蚀性
能，广泛用于制造航空发动机和各类燃气轮机的涡轮叶片（blade and vane）。就材质来看：各国的高温合金型号虽各不相同，但就相近成分的高温合金来说，其性能相近（生产工艺方法不同有也造成性能有大的差异）。好的高温合金的使用温度也只有1073K左右，为达到前面所说的要求温度，采用的方法有二：一是制成空心的叶片。空心叶片自20世纪60年代中期出现以来，经历了对流冷却、冲击冷却、气膜冷却以及综合冷却的发展历程，使进气口温度高出叶片材料约300—500℃，内腔的走向复杂化和细致化。这一步的改进仍难满足需要，且英国发展计划将取消冷却。二是涂层，常进行多材质多层次涂层。 PVT公司研究表明：军用直升机上的发动机叶片采用涂层，在沙漠上飞行，寿命可提高3倍左右，不仅大大降低了制造发动机叶片的成本，同时也使飞机的维护时间延长了两倍。 二．涡轮叶片的涂层 高温合金的生产方法或晶形结构对产品的性能是有很大影响的，如图1所示，GE公司20年前开始采用单晶高温合金制作战机用发 Fig.1 Comparative preperties of polycrystal,columnar and single-crystal superallys
航空发动机原理与构造知识点 热力系 2. 热力学状态参数 3. 热力学温标表示方法 4. 滞止参数在流动中的变化规律 5. 连续方程、伯努利方程 6. 激波 7. 燃气涡轮发动机分类及应用 8. 燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器 9. 涡喷发动机结构、组成部件及工作原理10. 涡扇发动机结构、组成部件及工作原理11. 涡桨发动机结构、组成部件及工作原理12. 涡轴发动机结构、组成部件及工作原理13. EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义14. 喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环）15. 最佳增压比、最经济增压比16. 热效率、推进效率、总效率17. 喷气发动机推力指标18. 发动机中各部件推力方向19. 喷气发动机经济指标20. 涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义21. 涡扇发动机的优缺点及质量附加原理22. 发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨）23. 发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环24. 进气道的分类及功用25. 总压恢复系数和冲压比的定义26. 超音速进气道三种类型27. 超音速进气道工作原理（参数变化）28. 离心式压气机组成部件29. 离心式压气机增压原理30. 离心式压气机优缺点31. 轴流式压气机组成部件32. 轴流式压气机优缺点33. 压气机叶片做成扭转的原因34. 压气机基元级速度三角形及基元级增压原理35. 扭速36. 多级轴流式压气机特
点37. 喘振现象原因及防喘措施（原因）38. 轴流式压气机转子结构形式、优缺点39. 鼓盘式转子级间连接形式40. 叶片榫头类型、优缺点41. 减振凸台的作用以及优缺点42. 压气机级的流动损失43. 多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式44. 压气机喘振现象、根本原因、机理过程45. 压气机防喘措施、防喘措施原理46. 燃烧室的功用和基本要求47. 余气系数、油气比、容热强度的定义48. 燃烧室出口温度分布要求49. 燃烧室分类及优缺点50. 环形燃烧室的分类及区别51. 燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现52. 燃烧室分股进气作用53. 燃烧室的组成基本构件及功用54. 旋流器功用55. 涡轮的功用和特点（与压气机比较）56. 涡轮叶片的分类和结构57. 一级涡轮为何可以带动更多级压气机58. 提高涡轮前温度措施59. 带冠叶片优缺点60. 间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况61. 如何实现涡轮主动间隙控制62. 涡轮叶片冷却方式63. 喷管功用64. 亚音速喷管工作原理（参数变化）65. 亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别66. 超音速喷管形状67. 发动机噪声源及解决措施68. 发动机的基本工作状态69. 发动机特性（定义、表述）70. 涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作71. 稳态下涡轮前温度随转速变化规律72. 剩余功率的定义73. 发动机加速的条件74. 联轴器的分类及作用75. 封严装置的作用、基本类型76. 双转子、三转子支承方
《航空发动机结构分析》 课后思考题答案 第一章概论 1.航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？指出它们的共同点、区别和应用。 答： 2.涡喷、涡扇、军用涡扇分别是在何年代问世的？ 答：涡喷二十世纪三十年代（1937年WU；1937年HeS3B）； 涡扇 1960~1962 军用涡扇 1966~1967 3.简述涡轮风扇发动机的基本类型。 答：不带加力，带加力，分排，混排，高涵道比，低涵道比。 4.什么是涵道比？涡扇发动机如何按涵道比分类？ 答：（一）B/T，外涵与内涵空气流量比； （二）高涵道比涡扇（GE90），低涵道比涡扇（Al-37fn） 5.按前后次序写出带加力的燃气涡轮发动机的主要部件。 答：压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管。 6.从发动机结构剖面图上，可以得到哪些结构信息？ 答： a)发动机类型 b)轴数 c)压气机级数 d)燃烧室类型 e)支点位置 f)支点类型 第二章典型发动机 1.根据总增压比、推重比、涡轮前燃气温度、耗油率、涵道比等重要性能指标，指出各代涡喷、涡扇、军用涡扇发动机的性能指 标。 答：涡喷表2.1 涡扇表2.3 军用涡扇表2.2 2.al-31f发动机的主要结构特点是什么？在该机上采用了哪些先进技术？ 答：AL31-F结构特点：全钛进气机匣，23个导流叶片；钛合金风扇，高压压气机，转子级间电子束焊接；高压压气机三级可调静
子叶片九级环形燕尾榫头的工作叶片；环形燃烧室有28个双路离心式喷嘴，两个点火器，采用半导体电嘴；高压涡轮叶片不带冠，榫头处有减振器，低压涡轮叶片带冠；涡轮冷却系统采用了设置在外涵道中的空气-空气换热器，可使冷却空气降温125-210*c；加力燃烧室采用射流式点火方式，单晶体的涡轮工作叶片为此提供了强度保障；收敛-扩张型喷管由亚声速、超声速调节片及蜜蜂片各16式组成；排气方式为内、外涵道混合排气。 3.ALF502发动机是什么类型的发动机？它有哪些有点？ 答：ALF502，涡轮风扇。优点： ●单元体设计，易维修 ●长寿命、低成本 ●B/T高耗油率低 ●噪声小，排气中NOx量低于规定 第三章压气机 1.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型压气机的优缺点有哪些？ 答：（一）轴流压气机增压比高、效率高单位面积空气质量流量大，迎风阻力小，但是单级压比小，结构复杂； （二）离心式压气机结构简单、工作可靠、稳定工作范围较宽、单级压比高；但是迎风面积大，难于获得更高的总增压比。 2.轴流式压气机转子结构的三种基本类型是什么？指出各种转子结构的优缺点。 答 3.在盘鼓式转子中，恰当半径是什么？在什么情况下是盘加强鼓？ 答：（一）某一中间半径处，两者自由变形相等联成一体后相互没有约束，即无力的作用，这个半径称为恰当半径；（二）当轮盘的自由变形大于鼓筒的自由变形；实际变形处于两者自由变形之间，具体的数值视两者受力大小而定，对轮盘来说，变形减少了，周向应力也减小了；至于鼓筒来说，变形增大了，周向应力增大了。 4.对压气机转子结构设计的基本要求是什么？ 答：基本要求：在保证尺寸小、重量轻、结构简单、工艺性好的前提下，转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷和传力，具有良好的定心和平衡性、足够的刚性。 5.转子级间联结方法有哪些 答：转子间：1>不可拆卸，2>可拆卸，3>部分不可拆部分可拆的混合式。 6.转子结构的传扭方法有几种？答： a)不可拆卸：例，wp7靠径向销钉和配合摩擦力传递扭矩； b)可拆卸：例，D30ky端面圆弧齿传扭； c)混合式：al31f占全了；cfm56精制短螺栓。 7.如何区分盘鼓式转子和加强的盘式转子？ 答：P40 图3.6 _c\d 8.工作叶片主要由哪两部分组成 答：叶身、榫头（有些有凸台） 9.风扇叶片叶身凸台的作用是什么？ 答：减振凸台，通过摩擦减少振动，避免发生危险的共振或颤振。 10.叶片的榫头有哪几种基本形式？压气机常用哪一种？答： a)销钉式榫头； b)枞树型榫头；
航空发动机叶片材料及制造技术现状 在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件，并被誉为“王冠上的明珠”。涡轮叶片的性能水平，特别是承温能力，成为一种型号发动机先进程度的重要标志，在一定意义上，也是一个国家航空工业水平的显著标志【007】。 航空发动机不断追求高推重比，使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求，因而国外自7O年代以来纷纷开始研制新型高温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料；单晶高温合金已经发展到了第3代。8O年代，又开始研制了陶瓷叶片材料，在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。 1 航空发动机原理简介 航空发动机主要分民用和军用两种。图1是普惠公司民用涡轮发动机主要构件；图2是军用发动机的工作原理示意图；图3是飞机涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布；图4是罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布；图5为航空发动机用不同材料用量的发展变化情况。 图1 普惠公司民用涡轮发动机主要构件 图2 EJ200军用飞机涡轮发动机的工作原理
图3 商用涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布 图4 罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布 图5 航空发动机用不同材料用量的变化情况
1变形高温合金叶片 1.1 叶片材料 变形高温合金发展有50多年的历史，国内飞机发动机叶片常用变形高温合金如表1所示。高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。 1.2 制造技术 生产工艺。变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辊压成形的。模锻叶片主要工艺如下： （1）镦锻榫头部位； （2）换模具，模锻叶身。通常分粗锻、精锻两道工序；模锻时，一般要在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面之阻力，以利于金属变 形流动； （3）精锻件，机加工成成品； （4）成品零件消应力退火处理； （5）表面抛光处理。分电解抛光、机械抛光两种。 常见问题。模锻叶片生产中常见问题如下： （1）钢锭头部切头余量不足，中心亮条缺陷贯穿整个叶片； （2） GH4049合金模锻易出现锻造裂纹； （3）叶片电解抛光中，发生电解损伤，形成晶界腐蚀； （4） GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。 发展趋势。叶片是航空发动机关键零件．它的制造量占整机制造量的三分之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。
发动机叶片 一、发动机与飞机 1.发动机种类 1）涡轮喷气发动机（WP）WP5、WP6、WP7、……WP13 2）涡轮螺桨发动机（WJ）WJ5、WJ6、WJ7 3）涡轮风扇发动机（WS）WS9、WS10、WS11 4）涡轮轴发动机（WZ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ9 5）活塞发动机（HS）HS5、HS6、HS9 2.发动机的结构与组成 燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1～5） 3. 工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡
轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。 热力过程：用p-υ或T-S 图来表示发动机的热力过程： 4. 发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。如： 1） 军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ 、WS 、WP 类发 动机。 2） 强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP 、WS 、HS 类发动机。 3） 军民用直升机装用WZ 类发动机。 二、 叶片 在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，
第六章加力燃烧室 1.加力燃烧室由哪些基本结构组成？ 答：加力燃烧室由扩压器、预燃室、火焰稳定器、喷嘴和加力输油总管、加力燃烧室壳体等组成。 2.加力燃烧室（预燃）点火方式有哪几种类型？说明相应的预燃点火装置的组 成和特点。 答：①电嘴点火：WP6发动机采用这种点火方式，其预燃室由内外锥体，内外壁，点火电嘴，导流板和火焰喷口等组成。内外壁之间是助燃冷却的二股气流通道，内壁上两排交错的16个小孔使二股气流进入预燃室。当接通加力时，用专门的汽化器形成混合气，输入预燃室，经过内外锥体组成的环形气流通道后，截面突然扩张，在预燃室头部内锥体后的凹面内形成强烈的涡流：用电嘴点燃后，火舌从预燃室喷出，点燃后输油圈上两个喷嘴喷出的燃油，形成中心火焰稳定区，然后火焰经过V型支柱点燃环形状火焰稳定器迥流区的混合气。经过8.5~14秒后，在加力燃烧室内形成稳定的点火源，预燃室便自动停止工作。 ②火舌点火系统：当启动加力燃烧室时，由专门的附件将附加的燃油喷入主燃烧室中的某个火焰筒内，这股附加燃油形成的火焰穿过涡轮，点燃加力燃烧室的混合气。这种点火方式的优点是：点火能量大，高空性能好，迅速可靠，不能添加附加机构件，只要主燃烧室不熄火就总能点燃，缺点是：火舌传递路程远，流程复杂尤其在穿过多级涡轮时，受到强烈的扰动，在调试加力燃烧室时相应地要做大量的点火试验。 ③催化点火系统：利用铂能吸附氧气和氢气的特性，使点火用的混合气借助铂铑丝网的催化作用，在较低的温度下点燃。这种点火装置结构简单，重量轻，点火方便，但铂铑丝价格贵，易受污染而失效，影响其工作可靠性。 5.为什么加力燃烧室的输油圈常有主副之分？ 答：加力燃烧室的供油为分圈分压式供油，当加力泵后的油压小于0.98MPa时，副油路供油，主油路关闭；加力泵后油压大于0.98MPa时，主、副油路同时供油。故一般有主副之分。 7.为什么说高温陶瓷适合于作未来加力燃烧室材料？ 答：未来先进发动机燃烧室的单位推力将比F110高70%~80%，对所用的材料也提出了更高的要求。在推重比为15~20的发动机加力燃烧室中，火焰稳定器的工作温度是1200摄氏度左右，加力燃烧室的喷嘴也要在1530摄氏度以上的温度工作，高温陶瓷具有非常好的耐高温特性，是其他金属无可替代的。
2016-2022年中国航空发动机产业现状调查及十三五运营管理深度分析 报告 中国报告网
2016-2022年中国航空发动机产业现状调查及十三五运营管理深度分析报告 ?【报告来源】中国报告网—https://www.doczj.com/doc/c31328662.html, ?【关键字】市场调研前景分析数据统计行业分析 ?【出版日期】2016 ?【交付方式】Email电子版/特快专递 ?【价格】纸介版：7200元电子版：7200元纸介+电子：7500元 中国报告网发布的《2016-2022年中国航空发动机产业现状调查及十三五运营管理深度分析报告》内容严谨、数据翔实，更辅以大量直观的图表帮助本行业企业准确把握行业发展动向、市场前景、正确制定企业竞争战略和投资策略。本报告依据国家统计局、海关总署和国家信息中心等渠道发布的权威数据，以及我中心对本行业的实地调研，结合了行业所处的环境，从理论到实践、从宏观到微观等多个角度进行市场调研分析。它是业内企业、相关投资公司及有关部门准确把握行业发展趋势，洞悉行业竞争格局，规避经营和投资风险，制定正确竞争和投资战略决策的重要决策依据之一。本报告是为了了解行业以及对本行业进行投资不可或缺的重要工具。 本研究报告数据主要采用国家统计数据，海关总署，问卷调查数据，商务部采集数据等数据库。其中宏观经济数据主要来自国家统计局，部分行业统计数据主要来自国家统计局及市场调研数据，企业数据主要来自于国统计局规模企业统计数据库及证券交易所等，价格数据主要来自于各类市场监测数据库。 第一章：中国航空发动机行业发展综述13 1.1 航空发动机的相关概述13 1.1.1 航空发动机的定义13 1.1.2 航空发动机的分类13 1.1.3 航空发动机属“四高”行业14 （1）高技术14 （2）高投入15 （3）高风险15 （4）高壁垒16 1.1.4 航空发动机价值拆分情况17 （1）发动机占飞机价值的30% 17 （2）发动机生命周期费用拆分18 （3）航空发动机部件价值拆分19 （4）航空发动机制造成本拆分20 1.2 我国航空发动机行业的发展综述21 1.2.1 航空发动机是航空工业的短板21 1.2.2 航空发动机行业发展历程分析22 1.2.3 航空发动机行业生命周期分析23
航空发动机叶片增材制造调查报告 总体来说，有这样几种可行性方向。 一、工艺方向，包括整体增材制造或者表面增材强化： 1. 整体增材制造：使用3d打印代替传统加工工艺，整体打印。目前可行的3d打印技术包括： FDM：熔融沉积(Fused Deposition Modeling) SLM：选择性激光熔融技术（Selective Laser Melting） SLS：选择性激光烧结成型法（Selective Laser Sintering） DMLS：直接金属激光烧结（Direct Metal Laser Sintering） LMD：激光金属沉积（laser metal deposition） 相比于熔模铸造，增材制造具有的优势多于劣势，因此具有较大研究价值。如何解决增材制造新工艺存在的技术弱点正是需要研究的方向。总结有如下几点： ①强度问题：目前最常用为镍基合金增材，使用何种材料可提升强度？ ②精度问题：粘结剂喷射，然后是适当的烧结和表面处理是一种很有前途的合金制造工艺 [1]，如何进一步提升表面精度？ ③温度问题：3d打印叶片目前只是在常温叶片制造上有一些应用，针对于航空发动机涡轮的耐高温叶片（1400-1700℃）则鲜有研究。需要解决问题包括：除镍基合金外，打印粉末采用何种耐高温材料（金属、非金属、复合材料[2]）？最佳的高温合金打印方法是哪一种？ ④建立模型：建立增材制造叶片的收缩模型、疲劳模型、力学模型等。 2.表面增材强化：使用激光熔覆或等离子喷涂，在已有叶片表面上增加强化散热层，叶片为多层结构。（滕海灏） 二、产品方向，叶片结构智能化和新材料应用。目前叶片结构如下图所示[3]，采用熔模铸造的工艺方案，其优缺点见上表。如前所述，如果采用3d打印工艺加工这种空心叶片结构将会实现多方面的优化。就产品本身而言，可以在如下方面进行研究。
第一章绪论 1.1 课题背景及研究意义 航空发动机作为航空飞行器的动力装置，通过典型的压缩、燃烧加热、膨胀做功和排气放热热力循环过程，将航空燃油燃烧产生的化学能转换为发动机的机械能，为航空飞行器提供所需推力。航空发动机作为飞行器的心脏，因结构复杂、可靠性要求高、生产加工工艺复杂而被誉为现代工业皇冠上的明珠。随着科学技术以及航空工业的不断发展，飞机的动力装置的性能不断提高，自装备了燃气涡轮喷气式发动机的飞机在德国于1939年9月27日首次成功试飞以来，航空燃气涡轮发动机开始得到广泛应用和迅猛发展。而涡轮是燃气轮机的主要部件，其性能直接影响到整机的工作质量。 某型航空发动机大修时发现涡轮机匣由于工作环境问题造成轻微变形，导致涡轮机匣外环与转子装配后同心度降低，造成涡轮机匣外环与转子间叶尖间隙不符合设计要求。从而导致航空发动机效率下降，甚至转子叶片叶尖与机匣外环碰磨等不良现象时有发生。进行维护修理前，不仅要对涡轮机匣外环中心与转子中心的同心度进行检测，而且要对涡轮机匣外环内各点相对转子中心的准确半径进行检测，确定碰磨发生位置。通过作者参与设计的“同轴回转式测量机构”能够对涡轮机匣外环块内轮廓参数进行精确测量，获得其形位误差数据，经过数学计算后获得涡轮机匣外环块圆心相对于转子圆心的准确空间位置与涡轮机匣外环块内各点相对转子中心的准确半径，确定需要维修的加工点位置，为进一步对机匣进行修理提供了数据支持。 1.2 回转体测量仪发展概述 随着工业、农业以及国防建设等领域地不断发展，回转体工件被广泛应用：大到汽车、飞机、火箭的发动机零部件，大型轮船的部件以及各种工业生产设备的部件，小到惯性元件的框架结构、转子结构等都是回转体结构的工件，其在国防和国民经济中占有较大的比例。回转体工件被定义为由一条母线绕回转轴旋转而得到的结构体，这条母线可以是直线，也可以是圆弧或者曲线，得到的工件表面形状可以是圆柱面或圆锥面等。在坐标测量机出现以前，已有一些方法用来测量回转体的空间尺寸，如采用高度尺和量
航发动力：我国军用航发龙头，整机制造几乎处行业垄断地位 航发动力在发动机整机制造行业几乎处于垄断地位，具备涡喷、涡扇、涡轴、涡桨等全种类军用航空发动机生产能力，是我国三代主战机型国产发动机唯一供应商。在国际上， 公司是能够自主研制航空发动机产品的少数企业之一。主要产品和服务有军民用航空发动机整机及部件、民用航空发动机零部件出口、军民用燃气轮机、军民用航空发动机维修保障服务。拥有我国航空主机业务动力系统的全部型谱，完成包括“昆仑”（WP-14）、 “秦岭”（WS-9）、“太行”（WS-10）等多个重点发动机型号的研制与批产工作。公司实控人是中国航空发动机集团。 图表 30：航发动力股权结构 公司业务包括航空发动机及衍生产品（覆盖研制、生产、试验、销售、维修保障五大环节）、外贸转包生产（国际新型民用航空发动机零部件试制等）及非航空产品三大板块。 2019 年航空发动机及衍生产品营收（220.25 亿元，+11.73%，占比 87.36%），是主要业务板块。其中西航集团、黎明公司、南方公司和黎阳动力四大航空发动机核心资产是上市公司净利润主要来源，2019 年四大航空发动机厂净利润总和为 13.11 亿元，上市公 司归母净利润为 10.77 亿元。 图表 31：2019 年航发动力营收结构-分业务 图表 32：航发动力 2016-2019 各业务毛利率 航空发动机制造及 衍生产品 外贸转包生产 非航空产品及其他 其他业务 25% 20% 15% 10% 5% 0% 2016 2017 2018 2019
图表 33：航发动力主要业务及子公司（亿元） 持股 2018 年 2019 年 2020H1 公司 主营介绍 集团 司 岭）、涡扇 10（太行）等 公司 （昆仑）、涡扇 10（太行）等 公司 桨 5/6/9/10 动力 涡扇 13 公司 国 GE 、PWA 、英国 RR 等航发巨头 叶片 向世界顶尖航空发动机生产商供货多年 西航集团、黎明公司、南方公司和黎阳动力四大航发核心资产几乎涵盖国内所有型号航空发动机，具备涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、活塞全种类军用航空发动机生产能力。国内航空发动机整机制造商还包括成发公司、兰翔机械厂等等，但主要发动机型号（如涡扇 -10 等）均由航发动力制造。 2016 2017 2018 2019 2020H1 2018 2019 2020H1 航发动力2020 年三季报业绩超市场预期。2019 年公司实现营收（252.11 亿元，+9.13%），归母净利润（10.77 亿元，+1.27%）。2020 年（1-9）月营收（154.68 亿元，+20.90%），归母净利润（6.34 亿元，+53.30%）；存货 233.4 亿元，较年初增 25.88%，主要是产品 图表 34：航发动力四大主机厂营收情况（百万元） 图表 35：航发动力四大主机厂营收增速 14000 12000 10000 8000 6000 4000 2000 西航集团 黎明公司 南方公司 黎阳动力 西航集团 黎明公司 南方公司 黎阳动力 60% 50% 40% 30% 20% 10% 0% -10% 2017 2018 2019 2020H1 图表 36：航发动力四大主机厂利润总额情况（百万元） 图表 37：航发动力四大主机厂净利润情况（百万元） 2016 2017 2018 2019 2020H1 800 600 400 200 0 -200 600 400 200 -200 占比 营收 净利润 营收 净利润 营收 净利润 西航 母公 大中军用航空发动机：代表产品涡喷 8、涡扇 9（秦 64.10 4.10 67.40 5.32 26.99 0.97 黎明 大中推力航空发动机：代表产品涡喷 5/6/7、涡喷 14 100% 112.79 3.98 125.64 4.08 45.28 1.46 南方 中小型航空发动机：代表产品涡轴 8/9/10/11/16、涡 100% 49.44 3.53 58.53 3.77 24.47 1.61 黎阳 中等推力涡喷及涡扇发动机：代表产品涡喷 7/13、 100% 21.84 -0.46 21.12 -0.05 9.99 0.16 莱特 叶盘、机匣、盘、环、结构件等零部件，客户包括美 100% 7.89 - 9.18 - 3.40 - 安泰 两机叶片：具备全球最先进精密锻造及机加工工艺， 100% 0.65 - 0.70 - 0.12 -
发动机叶片 一、 发动机与飞机 1. 发动机种类 1） 涡轮喷气发动机（WP ）WP5、WP6、WP7、……WP13 2） 涡轮螺桨发动机（WJ ）WJ5、WJ6、WJ7 3） 涡轮风扇发动机（WS ）WS9、WS10、WS11 4） 涡轮轴发动机（WZ ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ9 5） 活塞发动机（HS ）HS5、HS6、HS9 2. 发动机的结构与组成 燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1～5） 3. 发动机工作原理及热处理过程
工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。 热力过程：用p-υ或T-S 图来表示发动机的热力过程： 4. 飞机与发动机 发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。如： 1） 军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ 、WS 、WP 类发 动机。 2） 强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP 、WS 、HS 类发动机。 3） 军民用直升机装用WZ 类发动机。 二、 叶片 在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的 叶片完成对气体的
压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来各发动机厂的生产的关键，因此对其投入的人力、物力、财力都是比较大的，而且国内外发动机厂家正以最大的努力来提高叶片的性能，生产能力及质量满足需要。 1.叶片为什么一定要扭 在流道中，由于在不同的半径上，圆周速度是不同的，因此在不同的半径基元级中，气流的攻角相差极大，在叶尖、由于圆周速度最大，造成很大的正攻角，结果使叶型叶背产生严重的气流分离；在叶根，由于圆周速度最小，造成很大的负攻角，结果使叶型的叶盆产生严重的气流分离。因此，对于直叶片来说。除了最近中径处的一部分还能工作之外，其余部分都会产生严重的气流分离，也就是说，用直叶片工作的压气机或涡轮，其效率极其低劣的，甚至会达到根本无法运转的地步。 发动机叶片数量统计如下（以WJ6、WS11为例）表： 1.WJ6 压气机叶片数量见表1 表1 涡轮叶片数量见表2 表2