1、 引言

航空發(fā)動機(jī)由于其開放式結(jié)構(gòu)(與外界進(jìn)行工質(zhì)交換)，工況和服役環(huán)境復(fù)雜多樣，加之本身的高溫、高壓和高轉(zhuǎn)速，使得發(fā)動機(jī)零部件除承受氣動力、慣性力和熱應(yīng)力外，其表面還要承受摩擦、介質(zhì)腐蝕、外物沖刷等。因此，發(fā)動機(jī)零部件的使用可靠性和壽命，除與設(shè)計(jì)、材料力學(xué)性能和制造密切相關(guān)外，很大程度上也取決于材料的物理、化學(xué)性能，如抗高溫氧化、耐腐蝕性能、電磁性能等。而材料的抗氧化、耐腐蝕性能，往往是在特定試驗(yàn)參數(shù)和單一介質(zhì)條件下的測試結(jié)果，與工程實(shí)際差距較大。發(fā)動機(jī)零部件在外部復(fù)雜環(huán)境下工作，承受多種腐蝕介質(zhì)的作用，再加上自身性能的欠缺，常導(dǎo)致零件表面在壽命期內(nèi)失效。

表面工程技術(shù)是通過某種工藝手段，賦予表面不同于基體材料的性能以滿足某種特定的功能需求，與提高材料自身性能的技術(shù)途徑相比，具有難度小、快捷、成本低、可修復(fù)等特點(diǎn)。零部件采用表面工程措施的費(fèi)用，一般僅占產(chǎn)品價(jià)格的 5%～10%，卻能大幅提高產(chǎn)品的性能、延長其使用壽命，平均效益高達(dá) 5～20 倍。因此，表面工程技術(shù)是解決表面失效最經(jīng)濟(jì)、最行之有效的手段，在航空發(fā)動機(jī)行業(yè)得到了廣泛應(yīng)用 [1] 。文獻(xiàn)[2]指出：不帶涂層的航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片，若在商業(yè)飛機(jī)發(fā)動機(jī)上使用，可工作 12 000 h，不會因高溫氧化或熱腐蝕而退化損傷；若在反潛飛機(jī)發(fā)動機(jī)上使用，熱腐蝕可使葉片壽命縮短90%，僅為 1 200 h；若在東南亞飛行的直升機(jī)發(fā)動機(jī)上使用，僅能工作 800 h；若在海上石油鉆井平臺上的直升機(jī)發(fā)動機(jī)上使用，壽命僅 300 h。由此可見，不同的工作環(huán)境對發(fā)動機(jī)零部件的壽命和使用成本影響很大，為保證發(fā)動機(jī)的安全可靠，改善其經(jīng)濟(jì)性，必須采取有效的表面防護(hù)措施。

美國實(shí)施的 IHPTET、VAATE 等航空動力預(yù)研計(jì)劃，均把發(fā)動機(jī)經(jīng)濟(jì)可承受性和性能提高置于同等重要的地位。目前，國外航空發(fā)動機(jī)發(fā)展已歷經(jīng)了四代，除性能水平大幅度提高外，其壽命和可靠性也大大增加，尤其是民用航空發(fā)動機(jī)的壽命目前最長已超過40 000 h [3] ，表面工程技術(shù)功不可沒。

2、 國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)表面工程技術(shù)現(xiàn)狀和存在的問題

我國雖通過引進(jìn)、測仿國外發(fā)動機(jī)掌握了相應(yīng)配套的表面工程技術(shù)，并已應(yīng)用于在研在役各型發(fā)動機(jī)，取得了一定的技術(shù)經(jīng)濟(jì)效益，但由于缺少自主研究，技術(shù)儲備不足，與世界先進(jìn)水平的差距較大，適用于新結(jié)構(gòu)、新材料、新工藝的新型表面工程技術(shù)基礎(chǔ)薄弱，難以滿足新機(jī)研制和可持續(xù)性發(fā)展的要求。存在的問題主要有：

(1) 通用性差。目前國內(nèi)表面工程技術(shù)所涉及的標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范，或?yàn)樾吞枌Ｓ靡?guī)范，適用范圍受限，擴(kuò)大使用需開展相關(guān)研究；或?yàn)橹笇?dǎo)性文件，僅作一些常識性規(guī)定，可操作性不強(qiáng)。

(2) 技術(shù)落后。目前采用的表面工程技術(shù)，往往是國外三代機(jī)甚至二代機(jī)的技術(shù)，創(chuàng)新性表面工程技術(shù)研究滯后，難以滿足國內(nèi)新機(jī)研制需求。

(3) 完整性差。尚未形成航空發(fā)動機(jī)表面工程技術(shù)體系和建成能在工程條件下使用的數(shù)據(jù)庫，設(shè)計(jì)部門難以選用。

(4) 測試標(biāo)準(zhǔn)缺失或與工程實(shí)際差異太大，難以定量評估表面工程技術(shù)工程實(shí)際的使用性能。

(5) 考核驗(yàn)證缺少權(quán)威的評估體系和評判標(biāo)準(zhǔn)，阻礙表面工程新技術(shù)的工程應(yīng)用。

(6) 銜接性差?；A(chǔ)研究與應(yīng)用研究脫節(jié)，且新型表面工程技術(shù)工藝適應(yīng)性差、成本高，制約其工程化應(yīng)用。

3、 國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)對表面工程技術(shù)的需求

隨著航空發(fā)動機(jī)性能和經(jīng)濟(jì)性指標(biāo)的不斷提高，對發(fā)動機(jī)整機(jī)和零部件的可靠性和壽命要求越來越苛刻，發(fā)動機(jī)研制面臨低成本和高性能的矛盾，對表面工程技術(shù)的需求也越來越迫切。下面結(jié)合國內(nèi)發(fā)動機(jī)研制，分析國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)對表面工程技術(shù)的需求。

3.1 表面改性技術(shù)

(1) 葉片表面激光沖擊強(qiáng)化處理技術(shù)。

發(fā)動機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)前幾級葉片多采用鈦合金材料，其工作環(huán)境惡劣，難以避免砂石、灰塵、飛鳥等外物的吸入，及由此造成的沖刷、撞擊等，破壞了葉片的表面完整性，在表面產(chǎn)生過載斷裂和疲勞失效，縮短了葉片的使用壽命。傳統(tǒng)的表面強(qiáng)化工藝(如噴丸)，已無法滿足航空發(fā)動機(jī) — —特別是大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片使用壽命越來越長的壽命需求。激光沖擊處理技術(shù)，較傳統(tǒng)的噴丸處理可獲得更深的殘余應(yīng)力層和更好的表面質(zhì)量，大大提高了材料的疲勞壽命和抗外物損傷能力。目前，美國已將激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)，大量應(yīng)用于各型軍用飛機(jī)發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片和整體葉輪的表面強(qiáng)化，取得了良好的技術(shù)經(jīng)濟(jì)效益 [4] 。國內(nèi)發(fā)動機(jī)葉片和渦輪盤仍使用機(jī)械噴丸的傳統(tǒng)表面強(qiáng)化方式，對激光沖擊表面強(qiáng)化處理技術(shù)尚處于理論研究和應(yīng)用摸索階段，急需加強(qiáng)。

(2) 鈦合金整體葉盤表面磨粒流光飾技術(shù)。

鈦合金葉盤表面粗糙度相差一個數(shù)量級，往往意味著疲勞壽命相差數(shù)倍甚至更高。表面磨粒流光飾技術(shù)，除了能解決傳統(tǒng)手工拋磨工期長、加工質(zhì)量不穩(wěn)定、磨削程度不均勻及對可達(dá)性差的部位難以進(jìn)行拋磨等問題外，還能將原有的表面殘余拉應(yīng)力轉(zhuǎn)化為壓應(yīng)力，進(jìn)一步提高零件的疲勞壽命。

(3) 鈦合金整體葉盤線性摩擦焊、電子束焊焊接接頭激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)。

目前，國內(nèi)整體葉盤采用均質(zhì)鍛件整體毛坯數(shù)控加工，周期長、成本高，一旦局部損壞就造成整個葉盤報(bào)廢，難以工程化應(yīng)用，因此急需發(fā)展高效、低成本整體葉盤制造和修復(fù)技術(shù)。焊接式整體葉盤和轉(zhuǎn)子在國外發(fā)動機(jī)上應(yīng)用日益廣泛，線性摩擦焊技術(shù)是國外高效、低成本整體葉盤制造和修復(fù)技術(shù)的主流，在國內(nèi)也屬研究熱點(diǎn)，盤鼓間電子束焊接整體轉(zhuǎn)子在國內(nèi)已較為成熟。但這類焊接結(jié)構(gòu)的焊縫屬薄弱部位，必須采用強(qiáng)化技術(shù)提高壽命和可靠性，降低使用成本。

(4) 基于離子束表面強(qiáng)化的鈦合金摩擦副表面改性技術(shù)。

鈦合金大量應(yīng)用于風(fēng)扇和壓氣機(jī)的軸頸、鼓筒等轉(zhuǎn)子件，這些零件在承載的同時其局部往往承受著摩擦力、起摩擦副的作用。傳統(tǒng)的涂層防護(hù)技術(shù)，涂層與基體界面層明顯，涂層易剝落，防護(hù)效果較差，使用壽命較短，難以滿足鈦合金摩擦副對表面完整性的特殊要求，對鈦合金構(gòu)件性能產(chǎn)生不利影響。與涂層防護(hù)技術(shù)相比，表面改性技術(shù)有明顯優(yōu)勢，滲層深度和合金層內(nèi)成分可控，滲入元素含量隨深度呈梯度分布，表面合金層與基體無明顯界面，結(jié)合牢固，無微裂紋，可顯著提高防護(hù)層質(zhì)量和壽命。 該技術(shù)也適用于高溫合金、不銹鋼摩擦副構(gòu)件的表面改性。

(5) 鈦合金機(jī)匣內(nèi)壁防鈦火阻燃鈦合金表面層離子注入技術(shù)。

相對于目前國內(nèi)尚不成熟且昂貴的阻燃鈦合金，和防護(hù)效果較差、壽命較短的涂層，具有成本和性能綜合優(yōu)勢的阻燃鈦合金表面層離子注入技術(shù)，應(yīng)是未來防鈦火研究的關(guān)鍵技術(shù)之一。

3.2 涂層技術(shù)

涂層有耐磨涂層、封嚴(yán)涂層、高溫防護(hù)涂層和防鈦火涂層等。涂層可賦予基體材料表層新的使用性能，延長零部件壽命，改善發(fā)動機(jī)性能，從而降低發(fā)動機(jī)全壽命期使用成本。

(1) 耐磨涂層及涂敷技術(shù)。

航空發(fā)動機(jī)零件的磨損形式，包括磨料磨損、粘著磨損、疲勞磨損、微動磨損、沖蝕磨損等幾種。除靠改善潤滑來降低磨損程度、通過表面改性提高耐磨性外，在沒有潤滑或不能潤滑及表面改性不適用的部位，應(yīng)用耐磨涂層可有效防止發(fā)動機(jī)零部件因磨損導(dǎo)致的使用壽命降低和構(gòu)件失效。如鈦合金工作葉片榫頭與輪盤榫槽，在工作過程中由于氣動力、慣性力作用會產(chǎn)生微動磨損和粘接，直至失效，降低使用可靠性和壽命，防微動磨損涂層及涂覆技術(shù)可有效防止上述狀況發(fā)生。

(2) 封嚴(yán)涂層及涂敷技術(shù)。

采用封嚴(yán)涂層，是航空發(fā)動機(jī)有效提高氣路封嚴(yán)系統(tǒng)密封性的重要措施。封嚴(yán)涂層分為可磨耗涂層(用于靜子件)和主動磨削涂層(用于轉(zhuǎn)子件)兩類，一般涂敷于轉(zhuǎn)子軸、鼓筒、機(jī)匣、葉片葉尖、壓氣機(jī)和渦輪各級之間的封嚴(yán)裝置表面，以控制間隙、減少泄漏損失。

(3) 高溫防護(hù)涂層技術(shù)。

航空發(fā)動機(jī)熱端零部件需解決抗高溫氧化、抗腐蝕問題，除選擇好零部件自身材料外，應(yīng)考慮對其表面采取防護(hù)措施。航空發(fā)動機(jī)提高推重比的重要手段之一是提高渦輪前溫度，但現(xiàn)有結(jié)構(gòu)材料(高溫合金)和冷卻技術(shù)難以滿足渦輪葉片耐高溫需求，必須采用熱障涂層降低葉片基體的工作溫度。國外研究表明，在高壓渦輪葉片表面涂上低導(dǎo)熱系數(shù)熱障涂層，可使渦輪進(jìn)口溫度至少提高 110℃，延長渦輪葉片使用壽命。若其它條件不變，厚200 μm的熱障涂層可使基體金屬溫度降低 50℃，渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣蠕變疲勞壽命延長3倍以上，冷氣量減少15%，耗油率降低 0.4%，還可簡化冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，降低制造成本 [5] 。高溫防護(hù)涂層技術(shù)是現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)制造的關(guān)鍵技術(shù)之一，對長壽命的大涵道比發(fā)動機(jī)制造具有重大意義。

(4) 防鈦火涂層及涂覆技術(shù)。

航空發(fā)動機(jī)大量使用鈦合金，在減輕結(jié)構(gòu)重量和提高性能的同時，也會帶來鈦火風(fēng)險(xiǎn)，危及飛行安全。防鈦火涂層是防鈦火經(jīng)濟(jì)、有效的解決措施之一，主要包括壓氣機(jī)鈦合金轉(zhuǎn)子葉片葉尖、鼓筒防鈦火硬質(zhì)封嚴(yán)涂層，及壓氣機(jī)鈦合金機(jī)匣防鈦火可磨耗封嚴(yán)涂層兩個體系。國外防鈦火涂層技術(shù)研究已取得重要成果，且已工程化應(yīng)用于軍民用航空發(fā)動機(jī)。如EJ200壓氣機(jī)機(jī)匣內(nèi)壁涂覆氧化鋯＋易磨封嚴(yán)涂層，轉(zhuǎn)子葉片葉尖增加立方氮化硼涂層，鼓筒增加耐磨涂層；CFM56發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)機(jī)匣內(nèi)壁設(shè)計(jì)了防鈦火襯套＋易磨封嚴(yán)涂層等，取得了良好的技術(shù)經(jīng)濟(jì)效益 [6，7] 。

(5) 鈦合金葉片表面抗沖刷、耐腐蝕涂層及涂覆技術(shù)。

在惡劣環(huán)境下工作，風(fēng)扇葉片要承受外物沖刷和腐蝕的雙重作用，對其使用壽命和可靠性產(chǎn)生不利影響。風(fēng)扇葉片材料多為鈦合金，耐應(yīng)力腐蝕能力差，對表面完整性更為敏感。表面抗沖刷、耐腐蝕涂層可有效阻隔外物的沖刷和應(yīng)力腐蝕作用，提高葉片的可靠性和使用壽命，是先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)尤其是民用航空發(fā)動機(jī)必需的表面涂層技術(shù)。

(6) 尺寸修復(fù)涂層及涂敷技術(shù)。

發(fā)動機(jī)零件加工中常由于誤操作造成局部尺寸超差，若報(bào)廢不僅造成經(jīng)濟(jì)損失，且影響研制進(jìn)度。尺寸修復(fù)涂層具有效費(fèi)比高、適應(yīng)性強(qiáng)、快捷高效的特點(diǎn)，在非關(guān)重件的轉(zhuǎn)靜子件尺寸修復(fù)方面有良好的應(yīng)用前景。

(7) 異種金屬接觸防電化學(xué)腐蝕涂鍍層、薄膜技術(shù)。

發(fā)動機(jī)異種金屬連接組件較多，若直接接觸會因電位腐蝕導(dǎo)致零部件失效，迫切需求可有效防止金屬接觸電化學(xué)腐蝕的涂鍍層、薄膜技術(shù)。未來新材料的應(yīng)用，在很大程度上取決于是否有配套的防電化學(xué)腐蝕的涂鍍層、薄膜技術(shù)。

3.3 表面工程技術(shù)需解決的共性技術(shù)問題

(1) 表面工程技術(shù)使用性能的表征及測試技術(shù)。

(2) 表面工程技術(shù)對基材組織性能及零件表面完整性的影響。

(3) 表面工程技術(shù)后續(xù)處理(殘余應(yīng)力消除、組織性能改善)及評估技術(shù)。

(4) 表面工程技術(shù)與零件加工工藝的匹配。

(5) 表面工程技術(shù)的經(jīng)濟(jì)性、通用性及可維修性。

(6) 表面工程技術(shù)質(zhì)量無損檢測及評估技術(shù)。

(7) 采用表面工程技術(shù)的構(gòu)件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)。

(8) 采用表面工程技術(shù)的構(gòu)件的試驗(yàn)驗(yàn)證及評估技術(shù)。

4 、對我國航空發(fā)動機(jī)表面工程技術(shù)發(fā)展的幾點(diǎn)建議

(1) 在滿足使用要求的前提下，始終把低成本、高效率作為衡量表面工程技術(shù)先進(jìn)與否的一個重要指標(biāo)。

(2) 以型號需求為背景，盡早開展相關(guān)新型表面工程技術(shù)的預(yù)研。

(3) 以具體構(gòu)件為應(yīng)用平臺，及時開展相關(guān)新型表面工程技術(shù)的工程化應(yīng)用研究，注重與設(shè)計(jì)-制造-試驗(yàn)相結(jié)合的集成驗(yàn)證。

(4) 加強(qiáng)測試、試驗(yàn)驗(yàn)證等配套技術(shù)的研究和設(shè)備建設(shè)。

(5) 注重表面工程技術(shù)體系的建立和完善。

(6) 制定科學(xué)的產(chǎn)學(xué)研結(jié)合科研體制，推進(jìn)表面工程技術(shù)的工程應(yīng)用。

參考文獻(xiàn)：

[1] 徐濱士. 神奇的表面工程[M]. 北京：清華大學(xué)出版社，2000.

[2] 李金桂，肖定全. 現(xiàn)代表面工程手冊[M]. 北京：國防工業(yè)出版社，2000.

[3] 劉大響，金 捷，彭友梅，等. 大型飛機(jī)發(fā)動機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀和關(guān)鍵技術(shù)分析[J]. 航空動力學(xué)報(bào)，2008，23(6)：976—980.

[4] 鄭啟光. 激光先進(jìn)制造技術(shù)[M]. 武漢：華中科技大學(xué)出版社，2002.

[5] 陳 林. 航空發(fā)動機(jī)葉片用熱障涂層的現(xiàn)狀[J]. 航空制造工程，1997，15(6)：9—12.

[6] 霍武軍，孫護(hù)國. 航空發(fā)動機(jī)鈦火故障及防護(hù)技術(shù)[M].北京：航空科學(xué)技術(shù)出版社，2002.

[7] 陳 光，洪 杰，馬艷紅. 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2010.

相關(guān)鏈接