飞机涡轮是用什么材料制造的

目前涡轮部件选用的材料基本还是以镍或钴为基础的高温耐热合金。国外高温高强度低密度材料在过去几年取得了重要进展，金属间化合物、复合材料、碳-碳复合材料、陶瓷和陶瓷基复合材料正在研究之中，并且取得了很多成果。

涡轮叶片材料的发展经历了从锻造高温合金、多晶铸造高温合金、定向凝固柱晶、单晶和定向共晶高温合金的发展历程，今后将进一步发展金属间化合物、人造纤维增强高温合金以及定向再结晶氧化物弥散强化合金，未来的涡轮材料将采用非金属材料。几十年来，高温合金的工作温度每年提高8K左右，比最初使用的合金工作温度增加了300K。

定向凝固技术可消除合金晶粒垂直于主应力轴的晶界，减少铸造冶金缺陷，使热强度和热稳定性显著改善，仅材料本身就可使涡轮进口温度提高20-60°C，使叶片具有更高的强度和抗蠕变性能。定向柱晶高温合金、单晶高温技术和定向共晶高温合金和机械合金化高温合金技术的发展进一步提高了叶片的工作温度。

单晶涡轮叶片是80年代以来航空发动机的重大技术之一。过去15年，相继发展和应用了第一代、第二代和第三代单晶合金。使航空发动机涡轮叶片的耐温能力比定向柱晶高了90°C，目前推重比8一级发动机普遍应用了单晶技术。在通常情况下，常规制造涡轮叶片的合金工作温度为880°C，采用了定向凝固或单晶技术后工作温度可达940°C-980°C，定向凝固共晶制成的涡轮叶片的工作温度为1040°C。第一代单晶比定向凝固合金的使用温度高25-50°C，第二代单晶合金（PWA1484、CMSX-4、Rene￠N4）比第一代单晶合金使用温度又提高28°C。第三代单晶合金（CMSX-10）可使耐温能力再提高28-56°C，达到1100°C，这种材料是未来十年的发动机涡轮叶片候选材料。

涡轮盘材料也有重大改进，真空熔炼、真空铸造以及粉末冶金技术的应用，能更精确地控制材料和消除有害杂质，材料性能改善大，轮盘强度成倍提高。

目前，推比10一级发动机涡轮采用的是单晶叶片材料和隔热涂层，这几种发动机均采用第三代单晶叶片材料，本身耐热能力已达1320-1370K。采用先进隔热涂层可提供100-150K的隔热效果。

涡轮部件的制造工艺在过去的几十年经历了模锻、铸造和空心无余量精铸几个阶段。自从JT9D-7R4D发动机一级涡轮叶片采用单晶空心精铸叶片并于1982年投入航线使用以来，到现在已有二十多种发动机采用了空心精铸叶片。现在国外又在探索更高性能水平的单晶对开和扩散连接的叶片和多孔层板叶片制造技术，这种加工技术可使涡轮进口温度进一步提高。为小孔加工发展的铸造冷却技术使得在涡轮叶片上铸造出0.25mm的气膜孔成为可能，单晶精密铸造、真空扩散焊和优良的表面防护及处理等工艺技术的发展保证了涡轮叶片经过设计越来越精细。

国外在涡轮叶片制造工艺方面也有很大发展，美国普惠公司70年代末到80年代初就已建成用计算机控制的定向凝固精铸叶片自动生产线，F100发动机涡轮叶片的定向凝固精铸工艺就采用了这种方法。

涡轮材料近期的发展方向是：定向共晶合金、超单晶合金、机械合金化高温合金，远期的是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化合金以及新的能承受高温度的材料如金属间化合物及复合材料，碳－碳复合材料，陶瓷和陶瓷基复合材料。未来的发动机将大量采用非金属材料。21世纪航空发动机涡轮进口温度要求为2000°C，到那时叶片将采用新型高温结构材料。以Si3N4为代表的高温结构陶瓷是最有前途的材料之一。 希望可以帮助到你

1781年，卡尔威廉舍勒发现一个新的酸——钨酸化合物，可以从白钨矿提炼出的（当时名为tungstenite）。舍勒和托尔贝恩褒曼建议有可能通过还原得到新的金属。1783年，何塞和Fausto Elhuyar在黑钨矿的发现是一样的钨的氧化物。

钨元素主要存在于钨矿（铁钨锰，FeWO4/MnWO4），白钨矿（钙钨，（CaWO4），ferberite（FeWO4）和hübnerite（MnWO4）。这些用于开采和生产约37400吨，每年约开采2000吨左右。中国生产了其中的75％，而其余的来自奥地利，玻利维亚，葡萄牙和俄罗斯。

钨是一种银灰色金属，非常坚硬，很难加工，但是，如果纯度够高，给予一定的温度，钨是可以加工的。钨可以通过通过锻造，挤压，或烧结来加工成各种形状。钨具有最高的熔点（3422℃，6192℉），最低的蒸气压力和最高的拉伸强度（超过1650℃）。钨有比任何纯金属都低的热膨胀系数。低的热膨胀和高熔点是由于钨原子之间形成强烈的电子共价键。添加少量的钨可以大大增加合金化钢的韧性。

由于它有高温下有很好的稳定性，钨元素被用于许多高温应用，如灯丝，阴极射线管，真空管和灯丝，加热元件，和火箭发动机喷嘴。其熔点高，也使用于航空航天和耐高温材料，如电器，加热温度使用，与焊接应用，尤其是在惰性气体弧焊过程（也称为钨惰性气体氩弧焊焊接）。

由于其导电性能，以及其相对化学惰性，钨也用于电极，并应用在电子发射器、电子显微镜等。在电子行业，钨被用作互连材料，连接集成电路之间的二氧化硅绝缘材料和晶体管。钨金属膜（或钼涂层的电线），取代了传统的电子设备中使用的的硅。

钨的电子结构使其成为一个主要的X射线来源，并用于高能量的辐射屏蔽（如放射性药物行业显像放射性屏蔽样本）。钨粉用作合金复合材料的添加剂，并且广泛应用于军工行业。由于钨元素的热膨胀类似硼硅玻璃，它是用于制造玻璃与金属密封材料。

因为钨的硬度和密度，它还应用于生产重金属合金。一个很好的例子高速钢，其中可能含有多达18％的钨。还有钨合金和钨铬钴合金，是用于涡轮叶片和耐磨零件和涂料。要求其应用包括高密度散热片，重量，配重，为游艇镇流器龙骨，商用飞机尾部镇流器，以及NASCAR和在一级方程式赛车比赛镇流器。在军备，钨，通常与铁或镍和钴合金形成沉重的合金，在动能穿甲弹作为一种替代贫化铀，但也可能在炮弹，手榴弹和导弹用于创建超音速弹片。高密度钨合金可用于飞镖，或捕鱼诱饵。还用于一些乐器的发音如钢琴钨丝。它的密度，类似黄金，使钨将被用来制作珠宝作为黄金或铂金的替代品，它的硬度使其可以抵抗刮擦，还具有低过敏性，不需要抛光，加上的经典设计与磨砂处理，就有了现在风靡的钨金饰品。

钨化合物可用于催化剂，无机颜料（如钨氧化物），以及高温润滑油（二硫化钨）。碳化钨（WC）是用于制造耐磨磨料和刀具和钻头刀，圆锯，铣削和车削工具，使用在金属加工，木材加工，采矿，石油和建筑的大约60％的工业。钨氧化物还可以用于陶瓷釉料及钙/镁钨酸盐，并广泛用于荧光灯，钨卤素灯泡。水晶钨酸盐被用作核物理，核医学闪烁探测器。其他含有钨盐用于化工和制革行业。

航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，属于先进制造技术。航空制造同一般制造相比，共性是主要的，但也有自己的特点：(1)特殊的要求——强调产品的高性能、高质量。比如，飞机的减重都是以克来计算的，航空产品很重视比强度，即单位重量的强度。现在采用C—C材料、高分子、聚合物材料，比强度比钢高得多。(2)制造工艺的新概念、新技术。对航空制造而言，最大的问题还是技术，只有技术才是产品高性能、高质量的根本。从热加工来看，很多发动机采用单晶空心叶片，从多晶变成单晶，性能提高了好多倍。目前美国爱立森公司做空心叶片(空心叶片可以耐更高温度)，壁做得非常薄，有许多气冷通道，可把使用温度提高七、八百度。这种技术就是高新技术。

飞机发动机叶片的新材料已经发展为第4代单晶。开始时用多晶的镍基高温合金，后来制成了定向晶界的多晶叶片，结晶方向与受力方向一致，性能提高很多。目前制作成了无晶界定向单晶，性能更提高了，制作难度也更大了。

第4代发动机涡轮盘为双性能盘，这种盘外边是细结晶组织，抗疲劳性能好，里边是粗结晶组织，抗蠕变性能好。

对于航空发动机叶片，现在国内外开始研究钦铝化合物的定向单晶，我们也正在研究。据美国NASA估计，到2020年整个发动机材料总量的20%～25%将是钛铝合金。

航空发动机材料是制造航空发动机气缸、活塞、压气机、燃烧室、涡轮、轴和尾喷管等主要部件所用的结构材料。航空发动机早期采用铝合金、镁合金、高强度钢和不锈钢等制造；后期为适应增加发动机推力、提高飞机飞行速度的需要，钛合金、高温合金和复合材料相继得到应用。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。 [1]

涡轮叶片材料发展

20世纪40年代，喷气式发动机原理早已提出，但没有合适的高温材料用于制造涡轮，发展迟缓。

五六十年代，英国的White公司开发出了镍基高温合金。此外，真空熔炼方法制造高温合金纯度得到提高，性能更好。航空发动机涡轮叶片采用变形高温合金和铸造高温合金。

70年代，随着航空发动机不断追求高推重比，开发出定向凝固、单晶铸造等高温部件制造工艺，使叶片的最高工作温度和耐疲劳性能进一步提高。国外现役发动机叶片材料主要采用第二代和第三代单晶合金。这些单晶合金由于富铼易产生脆性相，近年来研究加入钌或铱以减少脆性倾向，开发出第四代单晶合金。叶片技术发展的趋势是将结构一材料一工艺统一考虑，采用铸造及激光打孔工艺直接制造发散冷却孔道。

80年代，开始研制陶瓷叶片材料，除提高叶片材料的耐温等级外，将由金属间化合物与韧性金属组成的微叠层复合材料作为叶片的“热障涂层”受到重视。该技术依靠耐高温金属间化合物提供高温强度和蠕变抗力，利用高温金属作韧化元素，从而很好地克服了金属间化合物的脆性。采用真空热压箔、物理气相沉积、铸造和固态反应等方法已研制出几种微米层次的微叠层复合材料，包括Nb - Cr2Nb、NB - Nbs Si3以及NB - MoSi2等。微叠层纳米热障涂层可望将叶片的耐温能力提高260C°，除用于叶片外，微叠层复合材料在无疲劳合金涂层、抗砂蚀树脂基复合材料风扇叶片涂层等方面也有应用机遇。

我国发动机叶片材料发展态势良好，仅铸造涡轮叶片材料就超过20种，并开展了单晶镍基高温合金、金属间化合物、陶瓷和C/C复合材料的研制。我国低密变、低成本的第一代单晶合金DD3性能与国外同代合金相当，已用于直升机小发动机涡轮叶片；第二代单晶高温合金DD6正在推广应用于先进的涡轮发动机叶片，其承温能力相当于国外同代合金，而成本更低。就涡轮盘材料而言，除广泛使用的粉末盘及其发展成的双性能粉末盘、三性能粉末盘外，细晶变形盘由于成本低也被看好。俄罗斯制造业坚持认为采用传统熔铸变形盘完全可满足第四、五代发动机的需要。作为一种新的涡轮盘方案，近年来开发了无夹杂的喷射盘。该技术与粉末冶金工艺相比具有工序简化、成本降低的优势，其快凝组织特性又奠定了其性能优势，包括远优于铸锻工艺、相当或高F粉末冶金工艺的强度与持久寿命，优于粉末冶金工艺的塑性、韧性及低周疲劳寿命，因晶粒细化而改善的热加工性能等。由于传统变形盘的工艺设备均能使用，且材料利用率高，成本明显低于粉末盘，因此，喷射盘有可能成为粉末盘的强劲对手。 [1]

涡轮盘材料发展

20世纪40年代的涡轮进口温度约为800~ 900C°，其采用16 -25 -6铁基合金。

50年代，随着涡轮进口温度提高到950℃，出现了沉淀硬化合金，应用沉淀强化原理使合金具有更高的高温强度。

70年代，进口温度提高到了1240℃，出现了Rene95合金和粉末冶金高温合金。

在这些先进航空发动机中，高温材料仍属于核心技术。如军用发动机中的高温钛合金（压气机盘和叶片）、高温合金板材（燃烧室）和粉末冶金材料以及单晶叶片材料（涡轮）等，民用发动机中使用的单晶叶片材料和粉末高温合金涡轮盘材料。 [1]

发展趋势

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发动机热端部件的材料主要以高温合金为主，如钛合金的应用就始于发动机，且至今仍是发动机压气机的主打材料。真空熔炼、定向凝固以及单晶铸造的引入使发动机涡轮进口温度从1940年的700℃增加到2000年的1 650°C，发动机的寿命也大为上升。下一步，涡轮进口温度将从1650℃增加到1715℃，2020年以后可能上升到1977°C。为实现这些苛刻的要求，还要依靠材料、工艺与冷却技术的完美结合。

航空发动机材料的一个重要发展趋势是继续开发新的三、四代单晶合金，美国NASA开发的第四代单晶合金工作温度比第三代高出27～42℃俄罗斯正在开发的ⅨC-55也属于第4代单晶，在1100℃、100h的持久强度高达180～190MPa。美国NASA还打算将工作温度比第四代单晶再提高56℃，这已十分接近合金的熔点了。此外，镍铝型合金也是发展方向之一。

较先进的发动机上高温合金占55%～65%，钛合金用量25%～40%，发动机推重比已达到10，涡轮进口温度达到1650℃。要将发动机的推重比进一步提高，首先要发展高温结构材料，如金属间化合物材料、金属基复合材料、陶瓷及C/C基复合材料等，因此，这些材料也一直是航空发动机材料研究的重点。 [2]

材料特点

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航空发动机的特点是体积小,功率大,各部件的工作条件严酷，特别是转动件在不同的温度、载荷、环境介质（空气，燃气）下工作，大多须用比强度高、耐热性好和抗腐蚀能力强的材料制造。航空发动机的使用期限不尽相同,军用飞机发动机一般为100～1000小时；民用机发动机甚至要求1万小时以上,所用材料的组织和性能须保持长时间稳定。航空发动机早期采用铝合金、镁合金、高强度钢和不锈钢等制造；后期为适应增加发动机推力、提高飞机飞行速度的需要，钛合金、高温合金和复合材料相继得到应用。

使用铸铝合金、合金钢制造的活塞式航空发动机，在1903年装备了第一架螺旋桨式飞机。40年代到50年代初有了高温合金，涡轮喷气发动机才得以研制成功，使飞机的飞行速度超过了音速。60年代由于铸造高温合金和钛合金的应用和发展，涡轮风扇发动机得以研制成功。70年代定向凝固高温合金空心涡轮叶片、粉末高温合金涡轮盘和新的钛合金的出现，使涡轮进口温度提高到1370°C，使涡轮风扇发动机的推重比达到8以上。

活塞式航空发动机 汽缸一般用强度达 1000 兆帕(约100公斤/毫米)的中碳铬-钼-铝钢制做,以便表面渗氮,提高耐磨性和耐蚀性。活塞用强度为300兆帕（约30公斤/毫米）的锻造铝合金制作，再嵌装上合金铸铁涨圈，起耐磨和封严的作用。联杆和曲轴用优质的铬－镍合金钢制造，有耐磨要求的部位还经过渗碳或氮化处理。

涡轮喷气发动机压气机的零部件工作温度一般低于650℃，要求用比强度和疲劳强度高、抗冲击和耐腐蚀的材料制造。离心式压气机的叶轮使用高强度铝合金。轴流式压气机的前风扇叶片用钛合金。低压转子的轮盘和叶片用钢和铝合金，发展趋势是全部用钛合金。高压转子的轮盘和叶片用耐热钢，发展趋势是用高温合金。前机匣用钢或钛合金制造，有的机匣为了隔音还需要用吸音材料。燃烧室内燃烧区的温度高达1800～2000°C，尽管引入气流冷却，燃烧室壁温一般仍在900°C以上,常用易成形、可焊接的高温合金(新型镍基和钴基合金)板材制造。为了防止燃气冲刷、热腐蚀和隔热，常喷涂防护涂层。弥散强化合金不需涂层即可用于制造耐1200°C的燃烧室。燃烧室用的材料均可用于制造加力燃烧室和尾喷管。制造涡轮叶片和涡轮盘的材料是影响发动机性能的重要材料。适宜于制造涡轮叶片的材料有铸造镍基合金。现代试验型发动机的涡轮进口温度已达到1650°C，更高的要求达到1930°C。正在研制定向单晶、定向共晶、钨丝增强镍基合

众所周知，航空发动机是整个飞机的核心所在，它的性能直接决定着飞机的整体性能，所以航空发动机也被称为“工业皇冠上的明珠”。而在航空燃气涡轮发动机中工作环境最为恶劣、应力最为复杂的就是涡轮叶片了，同时涡轮叶片也是航空发动机在尺寸小、重量轻的需求上获得高性能的关键之处。所以，如果说航空发动机是整个飞机的核心，那涡轮叶片则是整个飞机“核心中的核心”!

歼-20发动机尾喷口

对于航空发动机来说，温度的提升会带来热效率的提升的，相关研究表明，航空发动机涡轮前温度每提示55℃，在其他条件不变的情况下，发动机的推力可以提升10%左右。所以，在高性能航空发动机不断追寻大推力、高推重比的情况下，提升涡前轮温度自然成为了航空发动机大力发展的方向，而涡轮前温度的提升是要以高温下涡轮叶片材料性能(持久强度、蠕变强度、韧性、抗热疲劳等)的提升为基础的。

大涵道比涡扇发动机剖析图

不过，在航空发动机不断发展的过程中，涡前轮温度(叶片的工作温度)的发展速度是远快于涡轮叶片材料的承载温度的。以现在的技术水平来看，航空发动机中一个“裸”的涡轮叶片的承载温度最多也就是只有1100℃左右，而叶片的工作温度却已经达到了1700℃，两者相差能有如此之大也离不开涡轮叶片各种冷却技术的发展。

发动机涡轮部件结构与剖面图

高温合金的应用迎来涡轮叶片的第一次革命

航空发动机涡轮叶片材料的第一次革命始于高温合金的出现，在上世纪40年代第一块高温合金被研制出来，之后高温合金凭借其优异的高温性能全面代替曾经的高温不锈钢，并在上世纪50年代被应用到了第一代航空燃气涡轮发动机之上，此时高温合金涡轮叶片的使用温度达到了800℃，由于承载温度与工作温度相差不大，所以这那时的涡轮叶片还没有使用冷却技术。

航空发动机叶片

定向合金大幅提升叶片承载温度

到了上世纪60年代，

真空铸造技术的应用可以说就是高温合金发展史上最重大的事件之一，真空铸造大大减少有害于高温合金性能的杂质含量，提升了合金的纯净度，使得叶片的多种特性都得到提升。之后，为了解决合金中的“塑性低谷”问题，定向凝固合金技术也被发明了出来，因为定向凝固使合金的结晶方向平行于叶片的主应力轴方向，基本消除了垂直于应力轴的横向晶界，提高合金叶片的塑性和热疲劳性能。

不同工艺下的涡轮叶片性能对比

此时，采用定向铸造高温合金制造的涡轮叶片承载温度达到了1000℃(约合1273K)，相比于上一代的高温合金有了约200℃的提升，并且在结合简单的叶片气冷却技术之后，第二代航空燃气涡轮发动机的涡轮前温度达到了1300K-1500K，航空发动机性能进一步提升。

第一代单晶合金+气膜冷却技术

在上世纪70年代，合金化理论和热处理工艺得到突破，此时的工艺可以在定向凝固合金的基础上完全消除晶界，单晶合金涡轮叶片制造技术由此诞生，也掀起了涡轮叶片所用材料的第二次革命，使得合金叶片的热强性能有了进一步的提高(约30℃)，涡轮叶片的承载温度达到了1050℃(约合1323K)左右。

不同工艺叶片的微观对比

不过，第三代航空燃气涡轮发动机的要求也使得涡轮叶片的工作温度与承载温度进一步拉大，由此开始涡轮叶片的冷却技术得到重视。通过在叶片上设计冷却通道和冷却孔，然后把压气机里几百摄氏度的“低温气体”引到涡轮叶片内部，再从叶片表面的冷却孔中喷出来就形成一道气膜，拥有隔绝温度较低的涡轮叶片与其所在工作环境中的高温燃气，这也就是气膜冷却技术。

发动机叶片上的冷却孔特写

气膜冷却技术的应用，使得涡轮叶片的工作温度可以远大于叶片材料本身的承载的温度。所以在第一代单晶合金+单通道气膜冷却技术综合应用下，第三代航空发动机的涡轮前温度达到了1680K-1750K，推重比达到8的涡扇发动机开始出现(目前涡扇-10就处于这一代别)。

第二代单晶合金+复合冷却技术

到了上世纪末，第五代战机提出了“超音速巡航”的要求，发动机的推重比和推力需要进一步提升。第二代单晶合金通过增肌铼、钴、钼等元素，使得涡轮叶片合金的微观结构稳定性得到进一步提升，持久强度与抗氧化腐蚀能力达到了一个较好的平衡，使其承载温度再次提高了30℃左右，达到了1100℃(约合1370K)左右的水平。

涡轮叶片所用材料发展之路

此时，通过改善材料性能带来涡轮叶片工作温度的提升已经变得举步维艰，而单通道的气膜冷却技术也开始不够用了，多种冷却技术同时应用(对流、冲击式、气膜结构、发散冷却等)的复合冷却技术被研发了出来。目前通过对涡轮叶片进行复合冷却，可以使得叶片的工作温度(涡轮前温度)相比承载温度高出400K左右，达到1850K-1980K。

叶片冷却技术的发展

第二代单晶合金结合复合冷却技术的涡轮叶片，被应用到了目前主流第四代航空发动机之上(主要代表有F-119、EJ-200发动机)。

第三代单晶合金/陶瓷基复合材料+多通道双层空心壁冷却技术

目前，第六代战斗机研发已经被提上了日程，但有关第五代燃气涡轮发动机的信息还比较少，按照近些年在相关技术方面取得的突破来看，进一步优化合金元素成分而来的第三代单晶合金，和新型陶瓷基复合材料将成为第五代燃气涡轮发动机叶片的首选材料，其中陶瓷基复合材料的提升更为明显(承载温度可达1200℃，重量仅为镍基单晶合金的1/3)，但技术尚不成熟。

各代发动机涡轮叶片发展

而在下一代涡轮叶片冷却技术方面，将进一步增加涡轮叶片内部中的冷却通道，使得叶片的散射更为均匀采用双层空心壁冷却技术，在涡轮叶片双层夹板增加中空的结构，可以进一步提升冷却效率。由于多通道双层空心壁冷却技术的研究较为复杂，目前国内在这一方面的研究还相对较少。

给涡轮叶片涂涂层

航空发动机涡轮叶片发展的总结与展望

总的来说，航空发动机涡轮叶片材料的制造与优化是一个极其复杂的过程，需要大量试验才能找到最优、或者接近最优的成分配比而涡轮叶片冷却方案优化则是建立在设计和制造的基础上的，涡轮叶片每一次的冷却技术优化也是对叶片设计、制造的巨大考验。所以，说一个单晶叶片的价格超过同重量的黄金是毫不夸张的。

GE展出的陶瓷基复合材料涡轮叶片

而从航空发动机涡轮叶片的发展历程来看，研发更加耐高温的涡轮叶片是提升发动机性能的关键所在。而经过数十年的发展，单晶合金叶片的潜力似乎已经挖掘殆尽，想要进一步提升航空发动机性能，寻找新的方向已成为发展涡轮叶片不得不面对的选择航空发动机涡轮叶片冷却技术虽然还有着不小的优化空间，但无疑会进一步增加叶片的加工制造难度。

航空发动机代表了一个国家航空工业的水平，受制于航空发动机的研发水平，世界上能独立生产航空发动机的国家屈指可数，而航空发动机的涡轮叶片更是“皇冠上的明珠”，涡轮叶片的性能水平，是发动机先进程度的重要标志。

涡轮发动机叶片要承受较大的工作应力和非常高的工作温度，而且这种应力和温度的变化是非常频繁地发生，此外还有腐蚀和磨损等问题，因此在材料的选择上，就非常苛刻；而现代发动机叶片的材料，为了兼顾各种性能要求，并不是用某种单一的金属材料来生产，而是由很多种材料来合成。

国外自上世纪70年代以来，开始研制定向凝固高温合金、单晶高温合金等涡轮叶片材料，也让航空发动机具有了优异的性能；国内的航空发动机水平，经过这些年的奋起直追后，到目前为止已经发展到比较成熟的水平，与世界先进水平的距离越来越近。

国产第三代DD409单晶耐高温合金，其中就含有镍，钼，钛，铼，钨，铬等元素，其实这些元素在世界各国的发动机叶片中都有，只是含量比例各自不同而已。

钨的熔点是3422℃，理论上是最适合生产发动机叶片的材料，但是钨在高温下容易与氧气发生反应，除此之外，钨在高温下也会升华为气态，所以单一的钨金属，并不是生产发动机叶片的理想材料。

而铼的熔点是3186℃，也非常适合在高温下工作，它的抗拉伸强度高达1172Mpa，在高温和急冷急热状态下转换非常稳定，不会出现变形，所以铼是非常好的航空发动机叶片材料，可以提升单晶合金叶片的抗蠕变，耐高温，抗氧化性能。

但航空发动机还要考虑其它方面的要求，所以铼在发动机叶片中的含量也不会超过6%，而且钨也是航空发动机叶片的材料之一，只是含量不如铼高而已。

涡轮喷气式发动机用耐高温材料制成，刚开始是铁合金，后来变成了镍铬铁合金现在又在研究陶瓷纤维类型的涡轮叶片。

　早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。

现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。

空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。

进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。

从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。

从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。