现代高性能发动机的燃烧室技术发展趋势

现代高性能发动机的燃烧室技术发展趋势

目录

1.燃烧室技术发展趋势...........................................................1

2.军用航空发动机燃烧室........................................................4

3.民用航空发动机燃烧室........................................................5

4.航空发动机衍生工业燃气轮机燃烧室...........................................7

5.航空发动机产业的主要特点以及瓶颈技术.......................................8

5.1.航空发动机产业是保持大国地位的核心，是工业强国的象征...................8

5.2.航空发动机产业需要国家进行长期、稳定的扶持与投入.......................8

5.3.航空发动机的技术门槛很高.................................................9

5.3.1.航空发动机设计之难..................................................9

5.3.2.航空发动机材料之难..................................................9

5.3.3.航空废动机制造之难.................................................10

6.我国航空发动机制造业的现状及发展............................................10

6.1.我国航空发动机精益生产的状况及发展.....................................11

6.1.1.我国航空发动机企业精益生产现状....................................11

6.1.2.我国航空发动机生产企业的精益生产途径.............................12

6.2.基于MBD技术的数字化工艺及其应用.....................................13

6.3.我国航空发动机企业的QMS之路..........................................14

6.3.1.在我国的航空发动机制造行业，FMS应该域.行..........................14

6.3.2.CIMS结构应因零部件工艺特点而异...................................14

7.发动机燃烧室隔热技术的发展与展望............................................16

7.1.概述....................................................................16

7.2.早期研究................................................................17

7.3.近年来的技术发展情况...................................................18

7.3.1.新的隔热概念.......................................................18

7.3.2.隔热涂层材料的开发.................................................19

7.3.3.在发动机上的应用...................................................20

7.4.燃烧室隔热技术未来展望..................................................21

L燃烧室技术发展趋势

现代高性能发动机对燃烧室提出了越来越高的要求，当前燃烧室技术的发

第1页共21页

展趋势如下:

1）第一，军用航空燃烧室的发展方向是高油气比，这已经是事实，今后军

用航空发动机燃烧室一定是朝高油气比方向发展，这来自于军用发动机推重比

不断提高和超音速巡航的要求。国外推重比12的军用发动机已经服役，以后

还会更高。推重比的进一步（不能轻易的说今后的推重比是15还是18）提高非

常不易，但是高推重比的要求是不会改变的。提高推重比的一个主要技术手段

就是提高涡轮进口温度。要提高涡轮进口温度，除了提高发动机压比，燃烧室

进口温度有点提高外，主要的就是要提高燃烧室总的油气比。现在美国已经实

现的燃烧室油气比为0.046,其2020年以后会达到0.05,而在在2030年以后

会超过0.06o

2）第二，对于民用航空发动机燃烧室。其发展方向是低污染。但需要说明

的，对于民航发动机（不只是燃烧室）来说，降低油耗是最受欢迎的。燃烧室在

遇到降低污染排放和和降低油耗的矛盾时，航空公司宁可选择降低油耗。另外

航空发动机的首要要求是工作可靠，即是无论是低污染还是也低油耗，都不能

影响到可靠性。

3）第三，民用航空发动机低污染燃烧室的发展方向。目前民航发动机低污

染燃烧室三种大的方案：

*1）富燃快速淬熄贫燃方案（RQL）c这个方案已发展了近20年，其优点

是容易解决高空点火和慢车贫油熄火问题，但在降低污染排放方面成效不

大。不仅仅是NO*减少有限，技术也不简单。后面描述的贫油预蒸发预混合

（LPP）方案的缺点，RQL基本都有，而且还有冒烟问题，所以RQL不会是今

后的发展方向。

3.2）贫油预蒸发预混合（LPP）方案，这是近30多年来主要的研发的方

向。但LPP有很多技术难题，比如自燃、回火和振荡燃烧。目前已经服役的

LPP燃烧室是GE的TAPS燃烧室（用于GENX发动机和LEAP发动机）。LPP

中的主油需要分级，使得系统变得复杂，也影响到可靠性。这种方案目前的

油气比范围为0.03到0.033,其中主油分级问题是需要解决的难题之一。民

航发动机的压比、燃烧室进口温度和油气比也在不断提高的，当油气比超过

0.036到0.038甚至更高时，LPP对减少NOX有并不会有多大好处。

3.3）贫油直混（LDM）方案。在国外这种方案叫贫油直喷（LDI）。其实贫油

第2页共21页

直喷几十年来燃烧室一直在用。除了蒸发管燃烧室以外，一律都是贫油直

喷。直喷的关键是直喷以后还要直接混合，这是其重点，所以我们称之为贫

油直混燃烧（LDM）。贫油直混燃烧是直混燃烧的一种，前面说的高油气比燃

烧室也是直混燃烧，但不是贫油，而是化学恰当比燃烧或接近化学恰当匕的

直混燃烧。贫油直混燃烧有很多优点，由于没有了预蒸发预混合，就没有自

燃和回火问题，而且振荡燃烧问题也不突出，也没有主油分级问题。但LDM

在油气比0.03到0.033时，其NOx减少不及LPP好。LDI贫油直喷方案20

年前由NASA刘易斯研究中心提出，至今未有技术上的突破。近年NASA格

林研究中心又开始对LDI研究，但是仍然是采用以前的技术路线，目前的结

果也不理想，距离实用还有较大距离。实际上NASA考虑的是今后更高油气

比下势必要采用贫油直混燃烧技术。西北工业大学动力与能源学院的燃烧团

队的直混燃烧技术与其不同，比较接近实用。

4）第四点，航空衍生工业燃汽轮机的发展方向也是低污染。工业燃气轮机

如果使用的是气体燃料（天然气），对其污染排放的要求是：在换算为15%氧浓

度情况下，在50%到100%的工况范围内，每一点的NOx排放小于25ppM,

CO排放小于50个ppM。如果燃料为柴油（DF2）,对其污染排放的要求是：在

换算为15%氧浓度情况下，在50%到100%的工况范围内，每一点的NOx排放

小于6SppM,CO排放小于100个ppMcLPP技术如果用于液体燃料的工业燃

气轮机，其NO、排放很难达标。要特别注意，工业燃气轮机的低污染要求与航

空发动机有许多不同。民用航空发动机规定的是7%、30%、85%和100%四

个工况下，在规定的时间内的排放要求，而工业燃气轮机对其在50%到100%

工况内的每一点都要达到其对应的NOx和CO排放要求。这样工业燃气轮机必

须要燃油分级，例如LM6000（航空衍生工业燃能轮机），其燃油有15个分

级，非常复杂。要解决这个问题，就要设计在任意一个工况（如50%工况）下，

可以实现NO*和CO排放要求的燃料空气比要尽可能的宽。因为在高的燃料空

气比下，NOx排放较高，而在低的燃料空气比下，CO排放较高。因此在这个工

况下，同时要满足NO*和CO的燃料空气比越宽，燃料分级的级数就越少，这

个是工业燃气轮机研发的方向。

5）第五点，军用航空发动机燃烧室和民用航空发动机燃烧室设计研发上的

差异。军用航空发动机燃烧室的主要特点是整个燃烧室单位长度上燃烧强度很

第3页共21页

高（或者在整个长度上温度很高）。这导致了军用发动机燃烧室的两个问题：

5.1）第一是冷却；

5.2）第二可见冒烟。

而现在民用低污染燃烧室燃烧区是贫油燃烧，冷却问题不很突出。当然了，民

用低污染燃烧室设计不好也会在主油打开前后出现可见冒烟，如果采用LPP的

方案，那就有主油分级、自燃、回火和振荡燃烧问题，比军用的更复杂。新一

代军用和民用发动机燃烧室有其共同之处，两者的燃烧空气百分数大大增加，

带来了慢车贫油熄火和高空点火问题。这两种燃烧室最大的共同点处是今后

（甚至现在）都会采用直混燃烧方案，只是民航低污染燃烧室是贫油直混，而高

油气比燃烧室是化学恰当比燃烧。两者的共同点还有很多：燃烧组织方式相

同、没有主燃孔。两种燃烧室的燃烧区均由头部确定，即均有副模燃烧区和主

模燃烧区，这样才能解决慢车状态贫油熄火。两种燃烧室的空气动力学设计也

一样，比如都是采用弱旋流；冷却设计也一样，都是采用发散小孔冷却，只是

材料可以不同。更有趣的是两种燃烧室喷嘴空气膜的设计也可以相同。

2.军用航空发动机燃烧室

随着军用发动机推重比不断提高、超音速巡航以及短距起飞/垂直降落的

要求，其燃烧室朝着高油气比方向发展。国外推重比12的军用发动机已经服

役，以后还会更高。推重比的进一步（不能轻易的说今后的推重比是15还是

18）提高非常不易，但是高推重比的要求是不会改变的。提高推重比的一个主

要技术手段就是提高涡轮进口温度，也就是提高燃烧室总油气比。现在美国己

经实现的燃烧室油气比为0.046（F135发动机），其在2020年以后会达到

0.051（F135增推型），美国空军的2030年计划中燃烧室油气比高达0.062。军

用航空发动机的发展趋势如图1所示。

第4页共21页

下Tt

燃FAR:0.062

烧

室第五代

FAR:0.046

油

气第四代

F.4R:0.038

比第三代

FAR:0.026

三涵道发动机

F135

F119

F110

军用发动机发展上燃气％机燃烧至

图1军用发动机燃烧室发展趋势

为了解决高油气比燃烧室存在的大工况冒烟与小工况贫油熄火之间的设计

矛盾，国内外普遍采用分区燃烧的燃烧组织方式，将燃烧区分成两个或多个燃

烧区，各燃烧区可以独立工作或同时工作，以保证不同工况下的性能需求。

3.民用航空发动机燃烧室

民用航空发动机燃烧室朝着低污染方向发展。但需要说明的是，对于民用

发动机(不只是燃烧室〕来说，降低油耗是最受欢迎的。燃烧室在遇到降低污染

排放和和降低油耗的矛盾时，航空公司宁可选择降低油耗。另外航空发动机的

首要要求是工作可靠，无论是低污染还是低油耗，都不能影响到可靠性。

目前民用发动机低污染燃烧室主要有3种方案。

1)富燃快速淬熄贫燃Richburn-Quickquench-Leanburn(RQL)方案，结构

示意图如图2所示。这个方案已发展了近30年，其优点是容易解决高空点火

和慢车贫油熄火问题，但在降低污染排放方面成效不大。不仅仅是NOx减少有

限，技术也不简单。后面描述的贫油预混合预蒸发Lean

PremixedPrevaporized(LPP)方案的缺点，RQL基本都有，而且还有冒烟问题，

所以RQL不会是今后的发展方向。

第5页共21页

2)贫油预混合预蒸发LeanPrem汉edPrevaporized(LPP)方案。这是近30多

年来主要的研发方向。但LPP有很多技术难题，比如自燃、回火和振荡燃烧。

目前已经服役的LPP燃烧室是GE的TwinAnnularPremixedSwirlers(TAPS)燃

烧室(用于GENX发动机和LEAP发动机，其结构示意图如图3所示)。LPP中

的主油需要分级，使得系统变得复杂，也影响到可靠性。这种方案目前的油气

比范围为0.03到0.033,其中主油分级问题是需要解决的难题之一。民用发动

机的压比、燃烧室进口温度和油气比也在不断提高，当油气比超过0.036到

0.038甚至更高时，LPP对减少NO、并不会有多大好处。

图3LPP(TAPS)燃烧室结构方案示意图

3)贫油直接混合LeanDirectMixed(LDM)方案。在国外这种方案叫贫油直

接喷射LeanDirectInjection(LDI)。其实直喷几十年来燃烧室一直在用，除了

第6页共21页

蒸发管燃烧室以外，一律都是直喷。直喷的关键是直喷以后还要直接混合，这

是其重点，所以我们称之为贫油直混燃烧LDM。贫油直混燃烧是直混燃烧的一

种，前面说的高油气比燃烧室也是直混燃烧，但不是贫油，而是化学恰当比燃

烧或接近化学恰当比的直混燃烧。贫油直混燃烧有很多优点，由于没有了预蒸

发预混合，就没有自燃和回火问题，而且振荡燃烧问题也不突出，也没有主油

分级问题。但LDM在油气比0.03到0.033时，其N(\减少不及LPP好。LDI

贫油直喷方案20年前由NASA刘易斯研究中心提出，至今未有技术上的突

破。近年美国国家航空航天局NationalAeronauticsandSpace

Administration(NASA)格林研究中心又开始对LDI开展研究，但是仍然是采用

以前的技术路线，目前的结果也不理想，距离实用还有较大距离。NASALDI

燃烧室结构示意图如图4所示。实际上NASA考虑的是今后更高油气比下势必

要采用贫油直混燃烧技术。西北工业大学燃烧团队的直混燃烧技术与其不同，

比较接近实用。应该指出的是，对于压比超过70的发动机，LDM是唯一的低

污染燃烧技术发展方向。

图4NASALD1燃烧室结构方案示意图

4.航空发动机衍生工业燃气轮机燃烧室

航空发动机衍生工业燃气轮机的发展方向也是低污染。如果使用的是气体

燃料(天然气)，对其污染排放的要求是：在换算为15%氧浓度情况下，在50%

到100%的工况范围内，每一点的NOx排放小于25PpM,CO排放小于

第7页共21页

50ppMo如果燃料为柴油，对其污染排放的要求是：在换算为15%氧浓度情况

下，在50%到100%的工况范围内，每一点的NOx排放小于65PpM,CO排放

小于lOOppM。要特别注意，工业燃气轮机的低污染要求与航空发动机有许多

不同。民用航空发动机规定的是7%、30%、85£6和100%四个工况下，在规

定的时间内的排放要求，而工业燃气轮机对其在50%到100%工况内的每一点

都要达到其对应的NO,和CO排放要求。这样工业燃气轮机必须要燃油分级，

例如LM6000（航空衍生工业燃气轮机），其燃料有15个分级，非常复杂。要

解决这个问题，就要设计在任意一个工况（如50%工况）下，可以实现NOx和

CO排放要求的燃料空气比要尽可能的宽。因为在高的燃料空气比下，NO、排放

较高，而在低的燃料空气比下，CO排放较高。因此在这个工况下，同时要满

足NO*和CO的燃料空气比越宽，燃料分级的级数就越少，这个是工业燃气轮

机研发的方向。

5.航空发动机产业的主要特点以及瓶颈技术

从发达国家航空发动机产业发展历程看，航空发动机产业主要有以下特

，占♦八.•

5.1.航空发动机产业是保持大国地位的核心，是工业强国的象

征

美国政府一直严格控制航空发动机技术，不仅对我国保持封锁，甚至在某

些核心技术上也对其欧洲盟友实行“禁运”。在未来10〜20年，航空发动机产

业仍然占据了美国国防科技战略的核心位置。同时，发达国家在人力资源方面

实行看不见的封锁，不仅限制其他国家人员进入航空发动机核心研制领域，而

旦限制本国相关人才向国外转移，以此来保持产业实力。

5.2.航空发动机产业需要国家进行长期、稳定的扶持与投入

航空工业是典型的高技术、高投资、高风险、高附加值和国际化的工业，

而航空发动机更是如此，研制周期长、耗资巨大。根据国外经验，典型的发动

机研制周期约为8〜14年，整个发动机的使用寿命期约为30年。研制经费

在历年增长，根据发动机型号大小、研制条件的不同，研制一台先进的大中型

航空涡轮发动机.大致需要15亿〜30亿美元。美国长久以来一直通过国家

第8页共21页

长期、稳定的大力支持和投入，实施多项超前于具体型号的纯粹综合性技术研

究性的中长期研究计划和短期专项研究计划，为发动机研制提供了充足的技术

储备，降低了工程研制的技术风险，缩短了研制周期。正是因为这种长时间的

巨额投入才保持了美国在航空发动机产业的领先地位。

5.3.航空发动机的技术门槛很高

5.3.1.航空发动机设计之难

在航空式发动机中，最关键的压气机、燃烧室、涡轮组成发动机的核心

机。涡轮驱动压气机以每秒上千转的转速高速旋转，进入发动机的空气在区气

机中逐级增压，多级压气机的增压比可达25以上。增压后的空气进入发动机

燃烧室，与燃油混合、燃烧。要保持燃油火焰在以100m/s以上高速流动的高

压气流中稳定燃烧，同时要保护燃烧室火焰筒壁不被高温燃气烧蚀，光靠选择

耐高温材料和耐热涂层还不够，还要通过燃烧室结构设计，采取冷却手段，降

低燃烧室筒壁温度，保证燃烧室正常工作。从燃烧室出来的高温、高压燃气流

驱动涡轮叶片以每分例数千转甚至上万转的转速运转，通常涡轮前温度要超过

涡轮叶片材料的熔点。除此之外，航空发动机的外部运行环境极其严苛，要适

应从地面高度到万米高空缺氧环境、从地面静止状态到每小时数千米的超音速

状态和从沙漠干燥环境到热带潮湿环境。总之，航空发动机需要在高温、高

寒、高速、高压、高转速、高负荷、缺氧、振动等极端恶劣环境下，到达数千

小时的正常工作寿命，这就使得航空发动机的研制对结构力学、材料学、气体

动力学、工程热力学、转子动力学、流体力学、电子学、控制理论等学科都有

极高要求。

5.3.2.航空发动机材料之难

发动机最关键的是压气机、燃烧室和涡轮。特别是涡轮，在工作过程中，

现代喷气发动机的涡轮叶片通常要承受1600〜1800C的高温，同时还要承受

300m/s左右的风速，以及由此带来的巨大的空气压力，在这种极为恶劣的工

作环境下可靠工作成千上万个小时，如此恶劣的工作环境远远超出一般金属材

料的能力，为此需要其他特殊的材料。这就是定向凝固高温合金、单晶、金属

间化合物、金属基复合材料和陶瓷基复合材料，如碳化硅纤维增强的陶瓷基复

合材料,使用温度可达1500℃,远远超过超合金泯轮叶片的使用温度

第9页共21页

(11000。

目前中国在航空发动机的材料应用方面与国外的差距非常大，以至于中国

民用的发动机全部依赖进口。军用发动机的材料应用也不甚理想，发动机的平

均无故障时间，平均大修时间、平均寿命等关键指标与国外仍有较大差距。

航空发动机主轴承是航空发动机的关键部件之一，在高速、高温、受力复

杂的条件下运转，其质量和性能直接影响到发动机性能、寿命和可靠性。目前

国外发达国家航空发动机主轴承的寿命均能达到1万小时以上，完全可以满

足大飞机发动机主轴承的寿命需求。而我国目前航空发动机的主轴承寿命基本

在900h以内，主轴承寿命不如西方1/10。但近年来我国在航空发动机方面

取得了可喜的进展。下图为2012年9月上海大学自主研发的通过验收的30

厘米长的涡轮单晶叶片，是晶体生长工艺上一次突破，也是我国自主培养的最

长一块单晶叶片，但与国外最先进技术相比，还有5〜10厘米的差距。

5.3.3.航空发动机制造之难

要让航空发动机在极端苛刻的工作状态下保持足够的强度正常运转，发动

机的制造除了需要新型耐高温材料外，还需要采用众多复杂先进的的制造工

艺。

航空发动机的制造涉及材料、结构、焊接等众多难度极高的工业技术。如

喷气式发动机上大量使用高强度材料和耐高温合金，零部件精度要求达到nm

级，叶片型面复杂，燃烧系统和加力系统薄壁焊接零件多，大量使用定向凝

固、粉末冶金、复杂空心叶片精铸、复杂陶瓷型芯制造、钛合金锻造、微孔加

工、涂层与特种焊接等先进制造技术。如航空发动机整体叶盘，每个原始毛坯

成本约二三十万，加工到成品要经过几十道工序、数百次换刀、上千次进退

刀。A4纸大小的整体叶盘叶片最厚2mm,最薄处只有0.2〜0.3mm,绝不允许

有任何瑕疵。冉如涡轮叶片需要精细设计制造出多通道空心涡轮叶片，利用气

膜冷却降低叶片表面温度，以便发动机上叶片在极端苛刻的工作环境下满足发

动机工作的需要。

6.我国航空发动机制造业的现状及发展

航空发动机零部件制造过程一直是新技术、新工艺应用的重点领域，同时

笫10页共21页

也是对技术更新有迫切要求的行业。航空发动机零部件数字化制造技术涉及

CAD/CAM技术、数控设备、产品数据管理、信息集成等诸多技术内容，其核

心是产品数据的数字化表达、存储和交换，基本平台是计算机网络、数字化设

备，基本方式是协同、并行和集成。数字化工艺设计、数控加工技术、虚拟制

造技术、智能控制技术以及企业资源数据管理技术等构成了产品研制协同设计

制造过程中的基础支撑技术。

近年来，CAD/CAM/CAE技术、高性能数控机床及控制系统应用的不断深

入，推动了航空发动机产品数字化制造技术的发展，从根本上改变了传统的工

艺设计和制造模式，数字化制造已经成为提高航空发动机制造企业制造能力和

研制能力的重要手段之一。

6.1.我国航空发动机精益生产的状况及发展

6.1.1.我国航空发动机企业精益生产现状

近年来，国内航空产品的型号任务大幅增加，给企业带来收益的同时.，也

暴露出相关发动机生产企业在精益生产方面的问题，现以我国航空发动机制造

商黎明公司和国外著名军用发动机制造商普拉特惠特尼公司为例，比较二者精

益生产方面的差距：

（一）组织模式的差距

普惠公司是专业化发动机企业，而黎明公司按照当年原苏联模式建立起来

的发动机工厂，是“大而全”的模式。

（二）自制零件数量的差异

1995年经过第二次精益之后的普惠公司有3万员工，只有2000多种

自制零件。而黎明公司只有5000名员工，却有万余种自制零件。

（三）资源布置方式的差异

我国航空发动机企业大多是集群式的组织模式，流水生产线正在建设之

中，大多没形成能力，而且建立起来的生产线由于只是局部的流水线，局部效

率虽有所提升，但对整体的精益贡献不大。

（四）生产效率的差异

第二次精益生产改革完成后，普惠公司供货周期降为4个月以内，库存

降低了70%,质量问题减少50%,零件成本降低了20%。黎明公司供货周

笫11页共21页

期为6〜8个月，库存占用巨大，存货费用居高不下，质量问题频发，制造成

本非常高。

6.1.2.我国航空发动机生产企业的精益生产途径

基于航空发动机企业目前的状况，比照目标企业普惠公司，我国航空发动

机企业推进精益生产的方法和途径：

（一）坚持产品专业化是推进精益生产的前提

航空发动机企'也必须走专业化之路，这是推进精益生产的前提。最简单的

道理可以说明，每一个零件的精益制造都会需要大量的工装夹具，2000个零

件和10000个零件之间的差距不是8000那么简单，而是8000的十倍以

上，没有专业化想推进精益是不可能的。

（二）实行生产布局流水化是推进精益生产的基础

以产品价值流为导向，优化产品生产流程，改变过去生产单位集群式组织

模式，成立按价值流、物流和信息流流动方向设置的若干条流水线，使产品在

尽量短的流水线内封闭，流水线对承制产品的交付负责，实现零件生产的流水

化推进，并最大限度地推进“单件流”。将负责技术、准备的相关人员分别配到

生产线上，支持生产线运行，既可以保证价值流和物流的通畅，乂可以减少信

息流的阻滞，降低了管理难度。

“生产流水化”、“班组单元化”是普惠公司1985年开始的做法，黎明公司

从2010年开始实施，并结合公司科研多、批产少的特点，提出“科研独立

化”，在进一步提高现有设备使用效率和补充部分资源的条件下，局部实现科

研和批产分线。实施两年来取得了显著效果，产能提升了一倍多。

（三）抓好生产准备精细化是推动精益生产的关键

精益生产的核心在理念，但最关键的是生产准备。树立精益理念，优化工

艺流程。工艺流程优化就是要树立精益理念，以提高整体效率为目的，对单道

工序用时太短的要合并，单道工序用时太长的要增效，加工难度大的工序要靠

工装或设备保证质量，减少“短板”和“瓶颈”，以俣证各道工序的均衡化。

（四）加快生产管理信息化是推进精益生产的手段

我国航空发动机生产系统中存在的最大问题是信息流不畅，因为手段落

后，信息不准、信息延迟、不能共享等问题大量存在。必须加快推进ERP、

第12页共21页

MES、PDM、条码等信息化系统的应用。这些信息系统的应用要在集成和本企

业化上下功夫，进行二次开发，对推进精益生产意义重大。

6.2.基于MBD技术的数字化工艺及其应用

MBDfModelBasedDefinition),即基于模型的工程定义，是一个用集成的

三维实体模型来完整表达产品定义信息的方法体，它详细规定了三维实体模型

中产品尺寸、公差的标注规则和工艺信息的表达方法。MRD改变了由三维实体

模型来描述几何形状信息，而用二维工程图纸来定义尺寸、公差和工艺信息的

分步产品数字化定义方法。

MBD设计数据主要包括几何模型、注释和属性3部分。具体分解为零件

的几何模型、零件的尺寸和公差标注、零件结构树几何定义部分、零件结构树

标注定义部分、关键特征的标注、零件的注释说明、零件加工工艺过程所必须

提供的产品描述性定义信息和装配连接定义。

MBD设计数据是建立在能够准确表达设计理念的基础之上的，一方面，

能够直接获取的数据信息包括模型、注释和属性信息，这些数据信息必须建立

在相关标准体系完善的前提下，才能够被工艺设计直接引用；另一方面，工艺

设计需要完整的数据信息，由于MBD数据有大量的未注几何信息，需要定义

或制定相应规则加以约束，这样才能保证MBD数据的唯一性，而这些数据只

能通过提取、分析、查询等技术手段间接获取。

因此，必须在准确把握设计思想的基础上，寻找将MBD设计数据转化为

工艺数据的解决方案。涉及的主要技术如下：

・三维模型尺寸和公差标注技术；

•多视图生成技术；

•加工要求标注技术；

•特征视图捕获创建与管理技术；

・附加标准依据信息技术；

・采用零件模型进行三维装配模型的标注技术。

目前国内航空企业在MBD技术应用方面与国外发达航空企业仍然存在很

大的差距，主要表现在：

(1)基于MBD技术的产品定义工作尚处于探索阶段；

笫13页共21页

(2)以MBD为核心的数字化工艺设计和产品制造模式尚不成熟；

(3)三维数模并没有贯穿于整个产品数字化制造过程中；

(4)MBD的设计、制造和管理规范还有待完善；

(5)三维数字化设计制造一体化集成应用体系尚未贯通。

6.3.我国航空发动机企业的CIMS之路

6.3.1.在我国的航空发动机制造行业，FMS应该缓行

航空发动机制造难度之大是众所周知的。世界上任何一家供应商都无能力

单独向用户提供适用于航空发动机制造的FMS。国外的航空发动机企业在生产

现场至今仍无不采用“数控加工调整工”的操作机制，即对于每批零件，首件数

控加工均由调整工人进行，转入正常生产后方可转交操作工人进行加工。在这

样的场合下，不要说“无人化”绝对行不通，就是安排有人，但人的素质不够也

是行不通的。

在国外著名航空发动机制造商法国透博梅卡公司和加拿大普惠公司的技术

改造中，尽管这两家公司有相当的实力，但他们都未卷入FMS的浪潮中。因

此，国内的航空发动机制造企业在最近10年之内完全可以不做FMS的打算。

6.3.2.QMS结构应因零部件工艺特点而异

航空发动机的零部件，主要可分为机匣类、盘类、轴类、整体叶轮类和叶

片类等。各类冬部件的制造对数控设备的需求差别很大。如果我们把整个企业

的QMS视为一个大的框架，那么落实到各类零部件的生产，还必须对CIMS

的实际结构细化。

1)、机匣类零件的QMS结构

对于航空发动机机匣类的零部件，应采用CIMS=CAD/CAM+FMC。FMC是

柔性制造单元，它是FMS的初级阶段。虽为初级，却要成熟得多。FMC近来

的发展也是十分迅速的，超过了FMS的发展速度。

一方面FMC比FMS成熟，可靠性相对较高，二是因为FMC的管理、操作

和编程相对于FMS要容易得多，所以凡是对CNC加工中心机床有经验的用

户，转为使用FMC时不会有什么困难。这就为机匣类零部件的外包生产提供

了便利

近年来，立卧两用加丁中心,五面加T中心等大有发展，这对干航空发动

笫14页共21页

机机匣加工是甚为有利的。因此，在规划机匣生产线上的FMC时，应优先考

虑以这些功能更齐全、加工范围更广阔的CNC机床为FMC的集成对象

2）、盘轴类零件的QMS结构

盘轴类零件加工的主力机床为数控车床，以卧式为主，立式为辅。盘轴类

零件的加工安装，广泛使用软爪。软爪的在线修正和工件在软爪上的夹持都依

赖于正确的操作。要实现这类操作的全自动化，难度很大，也无必要。航空发

动机盘轴件多为钛合金、不锈钢和高温合金的，切忌磕碰，大量的薄壁零件更

要求操作者谨慎小心地安装和卸下。但如果以此理由，使数控加工停留在CNC

数控车床的单机水平上，则程序的管理和信息的传递都不会顺畅。因此，有必

要使数控加工上升到DNC水平，即对于盘轴类零件应采用

CIMS=CAD/CAM+DNCo

在设备类型方面，应着重注意对车削加工中心的选择。目前，国内的航空

发动机制造尚未使用车削加工中心。

3）、整体叶轮类零件的CIMS结构

整体叶轮包括压气机轴流叶轮和离心叶轮，今后还可能发展到热端部件的

叶轮。各类叶轮也可称为叶片盘。

这类零件的加工特点是材料可加工性差，切削时间长，刀具消耗量大，工

件单件价值高，设备需多轴联动，设备价格昂贵等0加T的基础设备是4〜耳轴

联动的数控铳床或加工中心。在生产批量较大时，应考虑采用多主轴的机庆。

针对走刀时间长，装卸时间短的特点，应放弃可换工作台（托盘）的选择。刀库

容量不必过大，机床之间也不必有多少相互联系，因此整体叶轮类零件的加工

宜采用CIMS=CAD/CAM+CNCo

法国透博梅卡公司和加拿大普惠公司在布置他们的叶轮生产线时，都将三

坐标测量机纳入了生产现场，普惠公司甚至将刀具修磨的设备都安排在叶轮生

产线上。这些做法的目的，都是为了让现场加工停歇时间尽可能地缩短。叶轮

是价格昂贵的零件，JIT（Just-in-time）能获取很好的经济效益。

综上，随着航空发动机制造的专业化发展，由于零部件之类的不同，航空

发动机生产应该采取各自适应的CIMS模式，这样才能提高专业化水平，提升

竞争力。

笫15页共21页

7.发动机燃烧室隔热技术的发展与展望

在内燃机的各种损耗中，冷却损耗占比较大。因此，为改善燃烧室硬件并

降低冷却损耗，研究人员做了大量研究及试验工作。提出了1种创新的隔热技

术，克服了以往传统隔热技术的诸多弊端，并在内燃机中得以成功应用。对这

项隔热技术及其涂层特性、验证结果进行了总结，并对其未来发展前景进行了

探讨。

7.1.概述

为防止全球变暖，保护现有资源，近年来，各国改善汽车燃油经济性的呼

声越来越高。为满足这一要求，电动车是1种非常不错的选择，但要将传统内

燃机汽车完全换成纯电动车(EV)或燃料电池车(FCV),在成本或基础设施等方

面仍有着较高要求。因此，最有希望的方案仍然是提高内燃机及内燃机与电机

组合的混合动力车的效率。

作为一次动力源的内燃机，其内部损失一般包括：冷却损失(气缸壁热损

失)、排气损失、机械损失、未燃燃气损失等几大类。图5示出了柴油机在高

负荷和低负荷工况下的热平衡情况。如图5所示，在低负荷工况下，内燃机的

机械损失占比较大；

在高负荷工况下，内燃机的排气损失占比较大。相较于这些损失对负荷的

高依赖性，不论是在哪种负荷工况下，内燃机的冷却损失都占比较大。即使是

在高负荷工况下，其冷却损失也达到了20%〜30%。

第16页共21页

%

S、

A

后

研究人员总结了降低冷却损失的方法主要有：（1）降低传热系；（2）缩小燃

烧室表面积；（3）降低做功燃气温度；（4）提高燃烧室壁温度。本文主要针对第

4条，提高燃烧室壁表面温度，缩小其与燃气的温差，进而降低冷却损失的隔

热结构进行研究介绍了这项技术过去的研究成果、现状及未来发展趋势。

7.2.早期研究

1978年，KAMO等人提出了隔热发动机的概念。这种概念的主要内容是

利用高耐热陶瓷制造柴油机燃烧室，通过取消冷却功能来降低冷却损失，并利

用涡轮回收增加的排气能量，将这一有用功返回动力输出轴，进而提高热效率

（图2）。KAMO等人认为，由于取消了冷却机构，降低了冷却损失，因此发动

机的燃油经济性预计可改善23%,动力装置可减少质量22%。该观点在当时

获得了广泛关注。

根据KAMO等人的研究成果，全球汽车制造商都认为隔热发动机可有效改

善燃油经济性，纷纷投入到研究开发的进程中，在当时形成了研究热潮。

但是，在当时研发出来的隔热发动机并没有完全实现降低冷却损失并提高

热效率的目标。如图3所示，WOSCHNI等人利用耐热材料制成活塞燃烧室，

并在其背面设置了气隙，形成了隔热结构。之后，WOSCHNI等人在实际发动

机上进行了评估试验，得到了燃油经济性全面恶化的结果。

笫17页共21页

在高负荷工况下，活塞表面温度接近600℃,按照预期，燃气温度与燃

烧室壁温度之间的温差应该缩小，冷却损失会减少，进而改善燃油经济性。但

是WOSCHNI等人研究发现，此处的冷却损失几乎没有减少。

原因是高温活塞加热了进气行程中的新鲜空气，通过压缩、燃烧行程，工

作循环中燃气温度升高，结果燃烧室壁温度与燃气温度温差并没有缩小，冷却

损失也几乎没有减少。因此，“发动机燃烧室隔热弊端极大，没有任何益处”

的说法儿乎成了定论，相关的研究热潮也随之退去。

7.3.近年来的技术发展情况

7.3.1.新的隔热概念

1995年，WONG等人利用仿真方法改变了隔热涂层厚度及其热物理特性

(散热率)，燃油经济性也随之改变，因而得出了涂层厚度存在最佳值的结论。

这一认知在现在看来是非常重要的发现，但是在当时并没有研究人员继续深入

研究或展开应用的记录。

当时各国正处于因大气污染严重而迫切需要强化柴油机排放法规的时期，

相关企业及高校把资源都集中在研究排气净化技术等方面。总之，在这之后的

十几年间，有关发动机燃烧室隔热的文献只是零星出现，几乎处于被遗忘的状

态。

在进入2000年后，随着柴油机颗粒过滤器(DPF)及选择性催化还原(SCR)

等后处理系统逐步进入实用化阶段，相应的技术目标也日趋明了。为此需要在

降低CO2排放的同时也能改善热效率，部分研究人员再次将过去的隔热发动机

作为降低冷却损失的手段，并针对其技术瓶颈问题及解决手段展开了探讨。

如上所述，隔热发动机最大的问题在于高温燃烧室壁会加热进气。作为解

决对策，研究人员提出了涂层概念，这是1种仅在燃烧、膨胀行程中使温度升

高，而在排气、进气行程中可使燃烧室壁温度急剧下降，并且不会加热进气的

方法。

为实现这一目，，研究人员需要找到1种不易导热、又极易实现升温及冷

却的隔热材料。由于无法在短期内获得这样的材料，因此研究人员只能先利用

仿真方法，对其使用情况及效果进行预测。

藤本等人为抑制伴随高压缩比化而增加的冷却损失，在燃烧室表面涂獴了

第18页共21页

1层1mm厚的假想隔热材料，其传热系数及比热分别设置为铝的1/1

000〜1/10,及1/100〜1/10之间，并进行反复计算。

计算结果显示，热传递系数及比热越低，冷却损失降低效果越大。高E缩

比提高循环效率及随之增加的冷却损失（机械损失）之间的平衡决定了最高效率

压缩比。藤本等人发现，若想通过隔热来降低冷却损失，最高效率点就会向高

压缩比侧偏移，其效率也可以得到改善。

小坂等人通过仿真方法计算了隔热涂层热物理特性，以及涂层厚度对燃烧

室壁表面温度变化过程、发动机性能及热效率的影响，给出了应用这一概念时

不同曲轴转角下燃气温度及燃烧室壁表面温度变化的情况。

这种隔热材料要求的热物理特性包括低传热系数、低体积比热。如表1及

图5所示，小坂等人在增压柴油机活塞及气缸盖处涂覆了隔热涂层，并预测涂

层厚度变化时温度的变化幅度及燃油经济性的改善情况。

在此计算条件下，研究人员发现涂层厚度为100um时，燃油经济性改

善效果最明显。图6示出了基础金属气缸壁对进气加热的情况，给出了铝活塞

选择合适隔热涂层厚度及涂层热物理特性后，可减少进气被加热的可能性，并

推测出该方案