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       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”，如图1所示。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。        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，如图2为铬基高温合金叶片。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，图3为GE航空集团旋转陶瓷复合材料的喷气战斗机发动机叶片。        1.发动机叶片的影响因素
       发动机的特殊结构组成及工作原理对叶片的性能提出了很高的要求，同时发动机内温度、气流和压力影响着叶片使用情况。航空发动机主要分民用和军用两种。如图4为普惠公司民用涡轮发动机主要构件图，图5为军用发动机的工作原理示意图，图6为飞机涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布图，图7为罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布图，图8为航空发动机用不同材料用量的发展变化情况图。        2.变形高温合金叶片
       2.1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。如图9为铬镍变形高温合金叶片。        2.2制造技术
       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：
       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。
       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。随着数控机床的出现，叶片制造工艺发生重大变化，采用精密数控加工技术加工的叶片精度高，制造周期短，国内一般6～12个月（半精加工）；国外一般3~6个月（无余量加工）。        3.铸造高温合金叶片
       3.1叶片材料
       半个多世纪来，铸造涡轮叶片的承温能力从1940s年代的750℃左右提高到1990s年代的1700℃左右，应该说，这一巨大成就是叶片合金、铸造工艺、叶片设计和加工以及表面涂层各方面共同发展所作出的共同贡献。叶片用铸造高温合金如表2所示，图11为铸造高温合金叶片。北京航空材料研究所、钢铁研究总院、沈阳金属所是铸造高温合金的研制单位。        2005年，国内在一些新材料(如定向凝固高温合金、单晶高温合金、金属间化合物基高温合金等)的研制和应用上，也逐步跟上了世界先进水平的步伐。但是与之相关的材料性能数据较为缺乏，给材料应用、航空发动机选材与设计带来极大的困难。
       3.2制造技术
       研制新型航空发动机是铸造高温合金发展的强大动力，而熔铸工艺的不断进步则是铸造高温台金发展的坚强后盾，图12为叶片熔铸加工过程。回顾过去的半个世纪，对于高温合金发展起着重要作用的熔铸工艺的革新有许多，而其中三个事件最为重要：真空熔炼技术的发明、熔模铸造工艺的发展和定向凝固技术的崛起。        真空熔炼技术。真空熔炼可显著降低高温合盒中有害于力学性能的杂质和气体含量，而且可以精确控制合金成分．使合金性能稳定。图13为真空感应熔炼设备。        熔模铸造工艺。国内外熔模铸造技术的发展使铸造叶片不断进步，从最初的实心叶片到空心叶片，从有加工余量叶片到无余量叶片，再到定向(单晶)空心无余量叶片，叶片的外形和内腔也越来越复杂（如图14）；空心气冷叶片的出现既减轻了叶片重量，又提高了叶片的承温能力。        定向凝固技术。该技术的发展使铸造高温合金承温能力大幅度提高从承温能力最高的等轴晶合金到最高的第三代单晶合金，其承温能力约提高l50℃ 。图15为定向凝固高温合金加工过程中的计算层示意图。        在采用整体精密涡轮取代锻件组合工艺中，由于涡轮铸件几何形状复杂，断面尺寸大，采用普通铸造工艺的铸件，宏观晶粒粗大且不均匀，由此带来组织及性能的不一致性。此外铸造合金固有的较低屈服强度和疲劳性能，往往不能满足叶片设计要求。近年来，出现了“细晶铸造工艺”等技术，即利用铸型及浇铸温度控制、凝固过程中机械电磁叫板、旋转铸造以及加入形核剂等方法，实现晶粒细化的。如图16为叶片的晶粒结构不同灰度级显示图。        美国Howmet公司等用于细晶铸造制造叶片等转动件，常用合金为：In792、Mar-M247和In713C合金；导向叶片等静止件则多用IN718C、PWA1472、Rene220、及R55合金。1990s年代之后，为满足新型发动机之需要，计算机数值模拟在合金成分设计和铸造工艺过程中的应用日趋增多。
       4.超塑性成形钛合金叶片
       4.1叶片材料
       目前，Ti6Al4V和Ti6Al2Sn4Zr2Mo及其他钛合金，是超塑性成形叶片等最为常用的钛合金。飞机发动机叶片等旋转件用钛合金及其特点如表3所示；罗尔斯-罗伊斯Trent900用钛合金叶片如图17、18所示。        对于CO2排放及全球石油资源枯竭的担心，促使人们提高飞机效率、降低飞机重量。尽管复合材料的应用有增长趋势，却有制造费用高、不能回收、高温性能较差等不足。钛合金仍将是飞机发动机叶片等超塑性成形部件的主要材料。图19为钛合金GEnx-2B入口导向叶片。        我国耐热钛合金开发和应用方面也落后于其他发达国家，英国的600℃高温钛合金IMI834已正式应用于多种航空发动机，美国的Ti-1100也开始用于T55-712 改型发动机，而我国用于制造压气机盘、叶片的高温钛合金尚正在研制当中。其它像纤维增强钛基复合材料、抗燃烧钛合金、Ti-Al金属间化合物等虽都立项开展研究，但离实际应用还有一个过程。
       4.2制造技术
       早在1970s，钛合金超塑性成形技术就在美国军用飞机和欧洲协和飞机中得到了应用。在随后的十年中，又开发了军用飞机骨架和发动机用新型超塑性钛合金和铝合金。在军用飞机及先进的民用涡扇发动机叶片等，均用超塑性成形技术制造（如图20），并采用扩散连接组装。        5.新型材料叶片
       5.1 碳纤维/钛合金复合材料叶片
       美国通用公司生产的GE90-115B发动机，叶身是碳纤维聚合物材料，叶片边缘是钛合金材料，共有涡扇叶片22片，单重30~50磅，总重2000磅。能够提供最好的推重比，是目前最大的飞机喷气发动机叶片，用于波音777飞机，2010年9月在美国纽约现代艺术馆展出。        5.2金属间化合物叶片
       尽管高温合金用于飞机发动机叶片已经50多年了，这些材料有优异的机械性能，材料研究人员，仍然在改进其性能，使设计工程师能够发展研制可在更高温度下工作的、效率更高的喷气发动机。不过，一种新型的金属间化合物材料正在浮现，它有可能彻底替代高温合金。        这是因为高温合金在高温工作下时会生成一种γ相，研究表明，这种相是使材料具有高温强度、抗蠕变性能和耐高温氧化的主要原因。因此，人们开始了金属间化合物材料的研究。金属间化合物，密度只有高温合金一半，至少可以用于低压分段，用于取代高温合金，如图23为铌硅NB-Si系化合物叶片研究。        英国罗尔斯-罗伊斯公司，在1999年，申请了一项γ相钛铝金属间化合物专利，该材料是由伯明翰大学承担研制的。这种材料可以满足未来军用和民用发动机性能目标的要求，可以用于制造从压缩机至燃烧室的部件，包括叶片。这种合金的牌号，由罗尔斯-罗伊斯公司定为: Ti-45-2-2-XD。        2010年，美国通用公司、精密铸件公司等申请了一项由NASA支持的航空工业技术项目（AITP），通过验证和评定钛铝金属间化合物（TiAl，Ti-47Al-2Nb-2Cr，原子分数）以及现在用于低压涡轮叶片的高温合金，使其投入工业生产中，如图24所示为铝化钛金属间化合物叶片（伽马钛合金）。与镍基高温合金相比，TiAl金属间化合物的耐冲击性能较差；将通过疲劳试验等，将技术风险降至最低。