航空發動機用樹脂基復合材料應用進展與發展趨勢

李 軍，劉燕峰，倪洪江，張代軍，陳祥寶

(中國航發北京航空材料研究院 先進復合材料國防科技重點實驗室，北京 100095)

樹脂基復合材料比強度和比模量高、耐腐蝕性能優異、介電性能好、性能可設計、成型工藝多樣，在航空工業上獲得了廣泛的應用[1]。樹脂基復合材料適于制備各類復雜構型結構，主要應用于航空和航天飛行器、發動機領域中的承力結構以及高溫冷端部件等[2]。先進軍/民用飛機大量采用樹脂基復合材料，如美國研制的F-22戰斗機樹脂基復合材料用量達到24%，F-35戰斗機樹脂基復合材料用量達到35%，B787飛機復合材料用量高達50%。與飛機結構的發展趨勢類似，航空發動機上采用樹脂基復合材料的用量和比例已經成為航空發動機先進程度的一個直接度量，已經在航空發動機冷端部件，如外涵機匣、風扇轉子葉片、出口導流葉片、風扇包容機匣以及短艙、反推力裝置等部件上得到大量應用[3]。相比鈦合金材料，采用樹脂基復合材料減重效率通常在25%以上[4-5]。因此，開發和應用輕質高強耐高溫的樹脂基復合材料成為提升航空發動機減重效率、推重比、燃油經濟性的重要手段，也是目前航空發動機冷端部件的發展趨勢[6-9]。

本文針對國外航空發動機復合材料構件的結構、材料和工藝發展現狀與趨勢進行了分析論述，就國內航空發動機用樹脂基復合材料的應用發展提出了相關建議。

1 樹脂基復合材料在國外航空發動機上應用進展

樹脂基復合材料在國外航空發動機上的主要應用如表1[6-9]所示，使用的增強材料包括碳纖維、Kevlar纖維、玻璃纖維等，樹脂基體包括環氧、雙馬、聚酰亞胺等體系，主要用于發動機風扇葉片、風扇機匣、外涵機匣、出口導流葉片、短艙等部件。

表1 樹脂基復合材料在航空發動機上的主要應用[6-9]

1.1 風扇轉子葉片

大涵道比發動機為了提升推力，必須采用更大尺寸的風扇，使得風扇段質量增加，一般占發動機總質量的30%左右[10]。因此，降低風扇段的質量是提升發動機效率的一個關鍵手段，采用輕質高強樹脂基復合材料是同時實現更高涵道比和減重的唯一途徑。與鈦合金風扇葉片相比，采用復合材料葉片數量少、質量輕、成本低、抗振性能特別是抗顫振性能好，具有較好的損傷容限能力。

國外先進航空發動機制造商對復合材料風扇葉片的研究可追溯到20世紀70年代，復合材料風扇葉片的研制條件在20世紀90年代已日趨成熟。1995年2月，裝配樹脂基復合材料風扇轉子葉片的GE90發動機取得了美國聯邦航空局(FAA)頒發的適航證，標志著復合材料在商用航空發動機上正式實現工程化應用。目前，國外已經商業化應用的復合材料風扇轉子葉片的主要代表有配裝B777的GE90系列發動機，配裝B787，A350的GEnx發動機，配裝C919，B737 max，A320neo的LEAP-X發動機等。其中GE90，GEnx主要配裝雙通道商用客機，風扇葉片尺寸較大，LEAP-X主要配裝單通道商用客機，因此風扇葉片的尺寸也小于GE90，GEnx等發動機[11-13]。

GE90的風扇直徑3.124 m，共22片葉片。每片葉片高1.219 m，采用了寬弦無凸肩的設計，葉尖弦長0.5334 m，榫頭寬0.304 m，質量約22.68 kg。葉片根部由1000層預浸帶制成，從葉根到葉尖逐漸減薄，采用鋪層熱壓工藝制備。預浸帶由Hexcel公司的IM7/8551-7增韌環氧[14-17]預浸料制成(IM7為高強中模T800級碳纖維，8551-7為177 ℃高溫固化增韌環氧樹脂)，可以滿足93 ℃長期使用，具有優異的韌性和損傷容限，沖擊后壓縮強度(CAI值)達到350 MPa。在葉片的壓力面涂有聚氨酯防腐蝕涂層，葉片背面涂有一般聚氨酯防護涂層。為提高葉片抗大鳥撞擊的能力，采用3M公司的AF191膠膜將鈦合金包邊粘接在葉片前緣上。為避免工作中復合材料分層，在葉尖與后緣處用Kevlar細線進行了縫合。GE90的風扇葉片根部為三角形的燕尾型榫頭，榫頭承受壓力的表面涂有低摩擦因數的耐磨材料。葉片允許在榫槽中偏擺一定的角度，當葉片受到外物打擊時，能按作用力方向偏擺，減緩對葉片的沖擊。GE90發動機投入使用6年后(230萬飛行小時)，風扇葉片經歷了30余次鳥撞事件，包括一次質量達1.362 kg以上的鳥，而發動機仍可正常工作。至2005年，經過近10年的應用實踐證明GE90復合材料風扇葉片的設計、材料、制造是可靠的。

在GE90基礎上，GE公司又開發了新一代低噪聲、低污染、低成本的大涵道比渦扇發動機GEnx，如圖1所示[11]。GEnx發動機風扇葉片采用了GE公司的第三代復合材料風扇葉片制造技術，外形(掠形)基本與GE90發動機相同，采用新一代三維技術設計的GEnx發動機最明顯的特征是葉片尺寸減小，葉片數量由22片減少至18片，且風扇包容機匣和一些導管也采用復合材料制造，進一步加大了復合材料在發動機上的用量，減重優勢更加明顯。與金屬結構相比較，采用復合材料風扇葉片單臺可減重180 kg，取得了顯著的減重效益。

圖1 GEnx發動機及其復合材料構件[11]

隨著復合材料技術的快速發展，采用增強纖維3D機織及樹脂傳遞模塑成型(RTM)技術成為中小推力航空發動機復合材料風扇葉片制造的可選方案，可以解決鋪層方式成型的小尺寸葉片因剛度過高不能產生屈曲而斷裂的問題[18]。LEAP-X發動機風扇葉片采用了法國SNECMA公司的3D機織/RTM技術成型，主要包含3D機織預制體制備技術、預制體切割技術、RTM成型技術等，由于自動化程度高，葉片制造的全過程僅需24 h即可完成。葉片預制體采用Hexcel公司的IM7高強中模碳纖維編織而成，樹脂基體采用Cytec公司的PR520高韌性環氧樹脂。該樹脂采用核-殼結構聚合物增韌[19-24]，具有優異的韌性，碳纖維織物CAI值可達400 MPa；具有良好的工藝性，注射黏度低于0.5 Pa·s的工藝期超過5 h；具有較好的耐熱性，其玻璃化轉變溫度為160 ℃。LEAP-X發動機共18片風扇葉片，單個葉片長0.79 m、寬0.37 m、質量5.65 kg，如圖2所示[25]。與同等推力水平采用金屬結構的CFM56發動機相比，采用復合材料風扇的LEAP-X發動機質量降低了450 kg以上，燃油效率提高16%，NOX排放量降低60%，噪聲水平降低10～15 dB，而可靠性維持CFM56的水平。LEAP-X發動機風扇葉片成為世界上首個通過適航吸鳥實驗的中小推力發動機復合材料風扇葉片。

圖2 3D機織/RTM成型復合材料風扇葉片[25] (a)成型模具；(b)風扇葉片

羅·羅(Rolls-Royce)公司早期在研制RB211發動機時，風扇葉片曾采用復合材料方案，但因沒有通過抗鳥撞考核，最后不得不改用鈦合金葉片。隨著技術的不斷進步，羅·羅公司正在將目光從鈦合金空心風扇葉片轉向碳纖維增強復合材料風扇葉片[26]，其采用自動鋪放技術[27-28]為“超扇”(UltraFan?)發動機研制了世界上最大的復合材料風扇葉片，如圖3所示[29]。該風扇的直徑達到3.56 m，幾乎與當前窄體客機的機身直徑相當，葉片由500層Hexcel公司生產的IM7/M91碳纖維增強高韌性環氧樹脂預浸料制成。葉片預制體在自動化纖維絲束鋪放設備上完成制備后，經過熱壓罐高溫高壓固化和精密加工處理，隨后進行表面涂層處理，并在葉片前緣部位包覆鈦合金包邊，以防止腐蝕、異物進入和鳥撞。“超扇”發動機采用復合材料風扇葉片和風扇機匣，可降低雙發飛機質量700 kg，與第一代Trent航空發動機相比，油耗下降25%，該發動機將于2030年左右投入應用。

圖3 “超扇”發動機復合材料風扇葉片[29]

表2[12-13]為國外典型商用大涵道比發動機風扇葉片材料及成型技術匯總，可以看出國外復合材料風扇葉片均選用了T800級碳纖維作為增強材料，選擇環氧樹脂體系作為基體，復合材料兼具高韌性和高性能保持率。從成型技術上看，隨葉片尺寸及預制體制備方式的不同，模壓成型、RTM成型、熱壓罐成型工藝分別有不同的適用性，且逐步走向自動化制造。

表2 國外典型發動機風扇葉片材料及成型技術[12-13]

1.2 風扇包容機匣

機匣的包容能力對保證飛行安全至關重要。航空發動機風扇包容機匣的發展主要經歷了全金屬結構機匣、金屬與復合材料組合機匣、全復合材料結構機匣3個階段，如表3[30-32]所示。傳統的高強度金屬結構機匣已經很難滿足現代航空發動機對高推重比、低噪聲、低污染的要求，因而風扇包容機匣逐步向復合材料結構發展。

表3 國外發動機風扇機匣選材及使用情況[30-32]

金屬與復合材料組合包容機匣首次在GE公司的CF6-80C2發動機上獲得應用，隨后的GE90，PW4084，Trent700和Trent800等發動機也采用了這種包容結構。即在薄壁鋁制機匣上包裹一層膠膜，然后鋪敷鋁蜂窩芯，蜂窩芯最大厚度為76 mm，蜂窩芯上鋪敷膠膜，之后包覆67層芳綸布形成厚輪緣，輪緣周邊浸漬環氧樹脂，最外層為芳綸纖維環氧樹脂預浸料，用來保護干態芳綸織物層，這幾種材料可以用熱壓罐工藝共固化成型，也可以分步固化成型。芳綸織物層與鋁蜂窩芯之間也可以引入一層薄的預浸料層，目的是當內層鋁蜂窩芯受到沖擊破壞時，芳綸織物受到預浸料層合板的保護，不至于被鋁蜂窩芯割斷，從而增加纖維的連續性，提高包容性。

金屬與復合材料組合包容機匣相對于全金屬結構包容機匣，有很好的減重效果，但是也存在一些缺點：(1)芳綸纖維分子結構的酰胺鍵很容易吸收水分，使用過程中界面分層，會破壞機匣結構整體性；(2)受到沖擊時，芳綸纖維大的鼓包變形使得必須有大空間的發動機短艙容積，影響設計性；(3)為了保持芳綸纖維的連續性，機匣外的各種管路和附件必須安裝在前后法蘭處或中介機匣的位置，增加了排布管線的困難。因此，國外先進航空發動機制造商又開發了全復合材料風扇包容機匣。

全復合材料風扇包容機匣的研究開始于1992年美國航空航天局(NASA)牽頭的項目，經過多年的理論包容模型與材料、結構的實驗數據相互迭代、修正，在2007年GE公司的GEnx發動機上得到了應用。采用碳纖維二維三軸編織物[33-35]作為增強材料，高韌性PR520環氧樹脂作為基體，復合材料機匣具有良好的結構強度和抗沖擊性能，能夠有效抵抗層間分層[36]，可以解決金屬與復合材料組合包容機匣存在的上述問題。機匣制造時，首先在編織機上將12K的T700S碳纖維編織成[0°/±60°]結構的編織筒，然后將編織筒纏繞在預設的機匣形狀芯軸上，形成帶有法蘭邊及錐度的機匣編織預成型體，再通過RTM工藝成型，獲得全復合材料風扇包容機匣。GEnx發動機風扇包容機匣直徑為3.05 m，軸向長度為1.22 m，與金屬結構相比單臺可減重160 kg。LEAP-X發動機采用了2.5D機織結構/RTM成型[37-39]的風扇包容機匣，由賽峰公司(SAFRAN)前期研發，Albany工程復合材料公司制造，其承載能力、自動化程度明顯提升。圖4為LEAP-X發動機復合材料風扇包容機匣[40]。

圖4 LEAP-X發動機復合材料風扇包容機匣[40]

采用這種工藝制造的全復合材料風扇包容機匣有以下3個優點：(1)用小型的編織機能夠制造較大尺寸的風扇機匣預成型體，降低了生產成本；(2)與鈦合金機匣相比，減重效果明顯；(3)用RTM工藝成型的制件尺寸精度高，裝配和制造成本降低[41-42]。

圖5是羅·羅公司采用自動鋪放技術為“超扇”(UltraFan?)發動機研制的復合材料風扇包容機匣[29]，目前正在組裝首臺“超扇”發動機驗證機。

圖5 “超扇”發動機風扇包容機匣[29]

截至目前，首次采用全復合材料風扇包容機匣的GEnx發動機已服役十年，訂購量超過2700臺，運行狀況良好，并于服役十周年之際完成了耐久性實驗。

1.3 外涵機匣

外涵機匣是連接發動機中介機匣和后承力機匣，形成外涵流道和安裝若干外部非傳動附件的重要承力構件[43]。高推重比發動機外涵機匣長期使用溫度在300 ℃以上，目前只有聚酰亞胺樹脂基復合材料可以滿足使用要求。聚酰亞胺復合材料是以聚酰亞胺樹脂基體為載體不斷發展的[44-46]。

聚酰亞胺樹脂的研究開始于20世紀70年代初。1972年，美國NASA發展了一種新型的聚酰亞胺復合材料制備方法，即單體原位聚合(PMR)方法，解決了以往聚酰亞胺不溶不熔、難以加工的問題，成為聚酰亞胺復合材料發展歷程中的一個重要里程碑[47-50]。聚酰亞胺樹脂及其復合材料具有優異的耐熱性能，經過四十多年的發展，使用溫度等級逐步提升，已經由第一代的耐280 ℃提升到第三代的耐426 ℃，如表4[44]所示，并突破了第四代聚酰亞胺復合材料關鍵技術。

表4 國外熱固性聚酰亞胺樹脂基體發展現狀[44]

最早在外涵機匣中得到應用的復合材料為降冰片烯(NA)封端的PMR-15聚酰亞胺復合材料。20世紀80年代，美國GE公司采用PMR-15/T300碳纖維復合材料制備了F404發動機的外涵機匣，該外涵機匣為對開結構，復合材料殼體通過熱壓罐工藝成型，與鈦合金安裝邊鉚接后組合為一體。與鈦合金機匣相比，F404發動機復合材料外涵機匣質量減輕15%～20%，成本降低30%～35%，強度和壽命方面沒有損失，且阻燃能力優良。在F404發動機上取得成功后，該復合材料外涵機匣又推廣應用到F414，F110-GE-132，BR710和M88-2等發動機。圖6為M88-2發動機復合材料外涵機匣的結構外形，機匣的周向和縱向均采用了復合材料翻邊結構，以提高抗疲勞性能和維修、裝配性能[51]。

圖6 M88-2發動機及復合材料外涵機匣[51] (a)M88-2發動機；(b)外涵機匣

PMR-15是目前為止應用最為成功的熱固性聚酰亞胺材料。為了進一步提升NA封端聚酰亞胺樹脂的性能，NASA研究人員在樹脂中引入含氟結構，提高材料的熱穩定性能和降低黏度。通過在分子結構中引入含氟基團、使用無氧型的對苯二胺單體，開發了PMR-Ⅱ，AFR-700B等材料體系[52-53]。由于三氟甲基的存在及分子鏈中位置的特殊性，PMR-Ⅱ具有優于PMR-15的熱穩定性，在350 ℃以上老化100 h后熱失重低于3%。通過改變端基封端方式，將雙封端改為單封端結構，AFR-700B表現出明顯高于PMR-Ⅱ的玻璃化轉變溫度，達到400 ℃以上[54-55]。據報道，AFR-700B已用于外涵機匣、噴管外調節片、風扇支板和靜子葉片等制造。

雖然以NA封端的PMR型聚酰亞胺樹脂體系取得了巨大的成功，但其存在以下缺點：(1)NA的交聯反應在270 ℃左右開始，工藝窗口較窄；(2)NA在交聯后會形成脂肪族飽和鍵結構，使得固化后形成的樹脂熱氧化穩定性下降；(3)PMR聚酰亞胺樹脂因在固化過程中有小分子放出，使得復合材料內部易產生孔隙等缺陷。盡管通過分子結構的設計，NA封端的PMR型聚酰亞胺樹脂的耐熱穩定性和工藝性能可得到改善，但由于NA封端劑交聯反應時存在上述固有問題，有必要發展其他封端結構類型的熱固性聚酰亞胺，進一步提升樹脂及復合材料的綜合性能。

20世紀90年代初，美國政府開始實施高速民用運輸機(HSCT)計劃，在選擇可以滿足HSCT計劃中復合材料性能要求的基體樹脂時，苯乙炔基(PE)封端的預聚物因其良好的工藝性能、力學韌性和熱穩定性受到了廣泛關注[56-58]。通過用苯乙炔苯酐(PEPA)封端劑替代PMR-Ⅱ中的NA封端劑和優化分子量，研究者成功開發了可適用于模壓和熱壓罐成型工藝的AFR-PE-4樹脂體系。通過在分子結構中引入不對稱異化二酐，并減少二胺醚鍵數量或引入含氟基團，研究者開發了玻璃化轉變溫度為350 ℃、適用于RTM工藝的PETI-375聚酰亞胺樹脂[59-61]。有報道稱P&W公司研制的F119發動機采用了RTM工藝制備的碳纖維增強聚酰亞胺復合材料外涵機匣，工作溫度為316 ℃。可以推斷，苯乙炔基封端聚酰亞胺復合材料將替代NA封端材料，成為發動機外涵機匣的主要耐高溫材料[62-64]。

1.4 出口導流葉片

作為靜止部件，復合材料出口導流葉片(OGV)已經在國外先進航空發動機冷端部件上得到廣泛應用[65]。PW4084和PW4168發動機采用PR500環氧樹脂、RTM成型工藝制造風扇OGV，較鈦合金結構件質量降低了39%，成本降低了38%。PW1000G發動機采用AS7纖維、VRM37環氧樹脂，通過RTM成型工藝制造風扇OGV，已形成了成熟的復合材料出口導流葉片工藝和技術體系。

羅·羅公司在為全球鷹(Global Hawk)高空無人偵察機配備的AE3007發動機上已經裝備了RTM成型的復合材料整體組合導流葉片系統。該技術由美國的Texas Composite公司研發，所用的材料包括T300，M40J及玻璃纖維的織物等，采用鎳包邊。制備葉片時，先根據其外形特征設計了26個分塊，然后用計算機控制裁床完成料塊的裁切，完成裁切的料塊用定型劑進行組裝，用RTM工藝制備出單個葉片，再粘接成三聯體和雙聯體。整體葉片一共包括24個三聯體和1個雙聯體，如圖7所示[66]。

圖7 AE3007發動機出口導流葉片[66]

另外，Texas Composite公司還研發了空心的單個靜子葉片，其尺寸大約是AE3007葉片的兩倍。該葉片預成型體采用編織工藝，葉片制備采用RTM工藝。這種類型的葉片一方面因編織而提高其整體抗沖擊的能力，另一方面空心結構可以降低葉片在使用過程中的溫度，有利于進一步提高進氣速度。

P&W公司的F119發動機壓氣機采用耐溫能力較高的AFR-700B聚酰亞胺復合材料導流靜子葉片。AFR-700B聚酰亞胺復合材料由美國空軍資助研究，在371 ℃下可工作1000 h，在316 ℃下可工作10000 h，可明顯降低靜子葉片質量。

1.5 短艙

樹脂基復合材料在航空發動機短艙上具有更廣闊的應用空間，國外已經在短艙進氣道、整流罩、反推裝置、降噪聲襯部位大規模使用樹脂基復合材料，如V2500，PW4168，RB211等發動機。短艙進氣道采用碳纖維增強環氧樹脂基復合材料蒙皮和泡沫蜂窩夾層結構制造，整流罩和降噪聲襯為復合材料蜂窩夾層結構，反推裝置套筒是一個帶有內蒙皮和外蒙皮的復合材料組件，內外蒙皮為碳纖維增強復合材料，其中改變氣流方向的葉柵結構如圖8所示[67]，為碳纖維增強復合材料，可以采用熱壓罐工藝或RTM工藝制備。LEAP-X短艙采用了一片式的復合材料O形管取代傳統反推裝置的兩件套D形門，可將燃油效率和反推裝置效率提高 10%。未來的發動機短艙部件將會更注重輕質結構應用、集成化設計等。

圖8 反推裝置及葉柵結構[67] (a)反推裝置；(b)復合材料葉柵

2 國外航空發動機用樹脂基復合材料發展趨勢

從應用需求上看，樹脂基復合材料在航空發動機上應用范圍越來越廣，尖錐帽罩、進氣機匣、風扇轉子葉片、風扇靜子葉片、風扇可調葉片、風扇包容機匣、壓氣機整流器、壓氣機可調葉片、發動機短艙、反推裝置、外涵機匣、矢量噴管外調節片、襯套等構件均可采用樹脂基復合材料制造，減重效益顯著。在設計方面，樹脂基復合材料結構朝著氣動性能優、整體化程度高、減重效果好、維修簡化等方向發展。復合材料風扇轉子葉片通過采用三維復合彎掠氣動造型，提高葉片的力學性能和效率，減少葉片數量。復合材料風扇機匣通過結構/包容性一體化設計，降低結構質量，提升風扇機匣的包容性能。復合材料外涵機匣采用全復合材料翻邊結構，降低質量的同時改善了維修性。未來改進發動機短艙部件的根本方法是新型復合材料部件的高度集成化。

在材料技術方面，主要朝著耐高溫、高韌性和結構功能一體化方向發展。國外第二和第三代聚酰亞胺樹脂及其復合材料已經成熟穩定應用，且已實現耐熱溫度達426 ℃以上的第四代聚酰亞胺樹脂的商業化，正在研究耐溫450 ℃以上的有機無機雜化樹脂基體及其復合材料成型工藝，以滿足未來更高推重比的航空發動機需求。CAI值達到310 MPa以上的第三代高韌性環氧與雙馬樹脂基復合材料已實現應用，T800級碳纖維已在GE90，GEnx，LEAP-X等發動機復合材料葉片、機匣上得到應用。同時，一些新材料的發展也將為復合材料在航空發動機上的應用注入新的動力。國外已經成功研發了T1100G等第三代高強高模碳纖維，其強度較T800H碳纖維提升了20%，模量提升了10%。芳綸纖維、聚酰亞胺纖維、超高分子量聚乙烯(UHMWPE)纖維、聚對苯撐苯并二噁唑(PBO)纖維等高性能有機纖維的發展，為高抗沖擊復合材料的設計、制備提供了更多的選擇。連續纖維增強熱塑性復合材料具有韌性好、沖擊損傷容限高、成型周期短等優勢，可用于原位自動鋪放、熱模壓等工藝，已在飛機主起落架艙門、機身腹部壁板等結構得到應用，可以向發動機領域拓展。碳納米管和石墨烯具有優異的導電和導熱性能，與樹脂基體復合可以明顯改善其導電性能，可以用于發動機復合材料構件的電熱防除冰、電磁屏蔽。通過將光纖傳感器嵌入復合材料葉片、機匣等結構，可以在線監測復合材料制件在服役狀態下載荷與結構損傷信息，感知復合材料在使用過程中的外界環境變化，提高復合材料結構的安全可靠性。

在工藝與制造方面，國外在制備工藝的低成本化、自動化、數字化和整體化等方面已經做了大量的基礎研究和應用。樹脂傳遞模塑成型工藝(RTM)、樹脂膜熔化成型工藝(RFI)、真空灌注成型工藝(VARI)等液體成型工藝得到了較大發展，同時隨著增強體編織技術、縫合技術的進步，復合材料損傷容限和沖擊韌性提高，且生產制造成本降低。發展低溫固化/低壓成型技術，不但可以大幅降低高耗能設備、高性能輔料、高成本模具等帶來的高費用，而且可以提高復合材料構件的尺寸精度，是發展大尺寸復合材料構件和復合材料擴大應用的一個重要方向。將數字化技術貫穿復合材料構件制造全過程，包括工裝數字化設計、預浸料自動下料、激光鋪層定位、纖維自動鋪放、成型固化過程模擬仿真、構件自動化機加和裝配、自動化無損檢測等方面，可以顯著提升制造質量和效率、降低制造成本。國外也已實現虛擬的設計-制造-驗證-維修一體化環境的貫通。

3 國內航空發動機用樹脂基復合材料發展建議

經過幾十年的發展，國內在樹脂基復合材料基體研究、增強纖維及成型技術等方面取得了長足的進步，T300級、T700級碳纖維復合材料已經在飛機機體結構上得到了批量應用，T800級碳纖維及其復合材料工程化制備技術獲得突破，已經進入工程驗證階段[68-72]。復合材料外涵機匣等結構件在航空發動機上得到了應用。但與國外先進水平相比，國內樹脂基復合材料在航空發動機上的應用比例不高，需進一步提升設計、材料、制造、實驗技術水平及工程化能力，滿足先進航空發動機的研制及應用需求。

(1)構建適宜發動機應用的樹脂基復合材料體系。針對航空發動機冷端部件耐高溫、長壽命、抗沖擊、抗顫振等應用特點，重點建立與完善以第三代耐高溫聚酰亞胺復合材料、高性能雙馬復合材料、高韌性環氧復合材料為主體，具有航空發動機應用特點的，適宜熱壓成型、RTM成型的主干樹脂基復合材料體系，補充已有材料體系數據、拓展主干材料用途、研發空白領域材料。大力推進國產碳纖維、有機纖維、基體樹脂、新型改性材料的應用，實現復合材料高性能化的同時也滿足自主保障需求。

(2)加強發動機用樹脂基復合材料應用研究。圍繞發動機對樹脂基復合材料的需求，加強應用基礎研究、應用技術研究和工程化研究，遵循復合材料技術是融合材料、工藝、結構為一體的特點，開展以復合材料構件為載體的應用技術研究，形成包括材料技術、成型技術、機加裝配技術、性能表征和質量控制技術、修補技術在內的航空發動機用樹脂基復合材料技術體系，按積木式方法開展復合材料及典型結構件考核驗證，建立相應標準規范，提升技術成熟度，支撐航空發動機研制。

(3)強化設計牽引，加大復合材料應用比例。堅持自主研發，加強設計使用單位、材料研制與應用研究單位、實驗考核單位、協作配套單位等緊密合作、協同創新，充分利用社會優勢資源，集中優勢力量突破關鍵材料技術和工程應用，帶動和拓展樹脂基復合材料在航空發動機上的應用，進一步提升減重效益。

(4)加強預研成果向工程應用轉化。預先研究是圍繞裝備研制中的關鍵性、基礎性技術開展研究攻關，通過預研能夠驗證新理論、新思路和新技術，減少裝備研制的風險和周期。堅持航空發動機對樹脂基復合材料應用的需求牽引，在預研階段就保持與設計使用單位的密切溝通，了解需求、滿足需求，在關鍵技術取得突破后及時轉型，開展工程化應用研究，加快新材料、新工藝、新結構在航空發動機中的應用。

(5)大力推進自動化、數字化技術的應用。加快國產自動化制造裝備、軟件的研發和改進，開展復合材料葉片、機匣自動鋪放技術研究，發展柔性、高效的復合材料構件自動化加工、裝配技術，將數字化技術融入復合材料設計、制造、加工、檢測、服役全過程，提升復合材料制造水平。

4 結束語

樹脂基復合材料在航空發動機冷端部件的應用已經成為發展趨勢，對于降低發動機結構質量、提升推力和燃油效率成效顯著。國外經過長期的發展和積累，已經在多種類型發動機上獲得了成熟和廣泛的應用，并朝著結構形式更優、材料性能更好、制造成本更低、自動化程度更高的方向發展。國內樹脂基復合材料具備良好的發展基礎，需針對航空發動機應用特點，進一步提升設計、材料、制造、實驗技術水平及工程化能力，通過上下游的深度融合與貫通，必將實現樹脂基復合材料在航空發動機上的高水平應用。