近日，我国自主研制的1200千瓦级涡桨发动机ATP120A在哈尔滨成功完成点火试验，此次试验在零下30℃的低温环境下实现地面稳定运行，标志着这款专为通航飞机和大型无人机设计的国产动力装置正式进入全面试验验证阶段，也彰显了我国在航空发动机领域持续突破的坚实步伐。

航空发动机作为“工业皇冠上的明珠”，是衡量国家综合国力与工业制造水平的核心标志，其技术壁垒之高令多数国家望而却步。我国作为全球少数能独立设计、制造并列装航空发动机的国家之一，始终在这一高端制造领域攻坚克难。

ATP120A发动机凭借1200千瓦的大功率、优异的复杂环境适应性及绿色发展潜力，为国产航空器装上可靠的“中国心”。而航空发动机的发展，离不开航化材料的更新迭代。本文将从专业角度，解析航空发动机关键材料结构及工作机制。

航空燃气涡轮发动机工作原理

航空发动机是由三万多个零部件构成的复杂热力机械系统，其工作原理围绕五大关键部件展开，按气流流动方向依次为：进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。各部件各司其职、协同联动，完成空气吸入、压缩、燃烧、能量转换及推力生成的全过程。

进气道

进气道作为发动机的集气装置，是在飞机不同飞行姿态与速度下，以最小气动损失为压气机引入充足、稳定的空气，其设计通常纳入飞机整体气动布局范畴。根据适配的飞行速度，进气道主要分为亚音速进气道与超音速进气道两类。

民用客机进气道

亚音速进气道多采用皮托式结构，进气口设计为扩张通道，唇口圆滑过渡以适配多方向来流，具备结构简单、无需主动调节、维护便捷及进气均匀性好等优势，广泛应用于民用客机等亚音速航空器。

超音速进气道

超音速进气道功能同样是整流与减速增压，但需通过激波实现超音速气流向亚音速气流的转换与压缩，因此在结构上增加了对应的激波调节机构，以适配高速飞行工况下的气流控制需求。

自喷气式飞机问世以来，进气道在机身上的布局形式不断优化，以适配不同机型的性能需求，主要包括：

正面进气（位于机身或发动机短舱头部，如米格-21、我国歼-7等）；两侧进气（位于机身两侧，如F-15、F-22、我国歼-20等）；翼根进气（位于主翼根部，如F-105、我国轰-6等）；腹部进气（位于机身下腹，如F-16、EF-2000、我国歼-10等）；翼下进气（位于主翼下部，如B-1B、图-160及民航客机等）；背部进气（位于机身上部，如B-2、A-10等）。

不同布局各有优劣，需结合机型的特殊需求、气动特性及任务场景综合设计。进气道用材需兼顾气动性能与结构强度，亚音速进气道多采用铝合金、钛合金；超音速进气道因需承受高速气流冲击和气动加热，主体常用高强度钛合金，关键受力部位可采用不锈钢或复合材料，唇口等易磨损部位还会辅以耐磨涂层。

压气机

空气经进气道进入压气机后，将完成关键的增压过程。压气机作为发动机主要部件之一，通过高速旋转的叶片对空气做功，实现近绝热压缩，大幅提升空气的压力与温度，为后续燃烧室的高效燃烧创造必要条件。

轴流式与离心式压力机工作原理示意图

按气流流动方向，压气机可分为轴流式与离心式两类。

轴流式压气机概述图

轴流式压气机气流轴向流入、轴向流出，由多级转子与静子交替组成——转子通过高速旋转对空气施加压缩功，静子则负责矫正气流方向、优化流动状态，弥补气动损失。尽管其单级增压比较低且易发生喘振（气流振荡失稳现象），但经多级串联后可实现高增压比与高效率，是现代军民用航空器发动机的主流选择。

离心式压气机示意图

离心式压气机气流轴向流入、离心方向流出，单级增压比高、体积紧凑且抗喘振性能优异，但受结构限制难以实现多级串联，总增压比与效率有限，多用于涡轴发动机首级或民航客机辅助动力装置。

评价压气机性能的核心指标包括增压比、气动效率、外廓尺寸、重量及结构强度等。先进轴流式压气机的最大增压比可超过50，意味着单位体积空气被压缩至原体积的1/50以上，压缩过程中空气温度同步大幅升高，为燃烧效率提升奠定基础。压气机叶片作为重要受力部件，型面扭转复杂、厚度薄（前后缘厚度仅0.1—0.2mm），需采用钛合金等高强度轻质材料，部分先进型号叶片还会采用钛铝基复合材料减重增效；压气机机匣多选用钛合金或高强度铝合金，转子盘则以高强度钛合金、镍基合金为主，通过五轴联动加工等精密工艺制造，确保在高速旋转下的稳定性与耐久性。

燃烧室

燃烧室位于压气机与涡轮之间，是发动机实现能量转换的场所，其性能直接决定发动机的可靠性、经济性与使用寿命。燃烧室的功能是将压气机输送来的高压空气与航空煤油充分掺混、高效燃烧，将燃油储存的化学能转化为热能，生成温度可达1400℃以上的高温高压燃气。

分管式燃烧室

连管式燃烧室

环形燃烧室

按结构形式，燃烧室主要分为分管式、连管式与环形三类。无论何种结构形式的燃烧室，均采用减速扩压、分股进气、高效掺混及精准燃油雾化等技术，确保燃烧充分、稳定，同时控制燃烧室内温度场分布均匀，减少热冲击。

环形燃烧室因燃烧效率高、污染物排放低、结构紧凑等优势，已成为现代先进航空发动机的主流选择。其中，燃油喷嘴作为关键部件，需在0.01秒内将燃油雾化成50微米以下的微米级颗粒，均匀分布于燃烧室内，目前多采用3D打印技术制造复杂内部流道，保障雾化效果。燃烧室需耐受高温高压燃气冲刷，火焰筒常用镍基高温合金（如Inconel系列），部分采用陶瓷基复合材料（CMC）进一步提升耐温性；燃烧室外壳多为耐热不锈钢或镍基合金，喷嘴主体则以耐高温合金与陶瓷涂层组合为主，抵御高温腐蚀。

涡轮

燃烧室生成的高温高压燃气进入涡轮后，将完成热能向机械能的转换，是发动机动力循环的枢纽。涡轮与压气机通常同轴连接，其作用是利用高温燃气膨胀做功，推动涡轮叶片与涡轮盘高速旋转，进而带动压气机持续工作，形成稳定的动力循环。

涡轮叶片

涡轮的工作环境极为复杂，需承受高温、高压、高转速的“三高”工况，其工作温度可达1400℃以上，转速高达每分钟数万转，同时需满足功率大、效率高、重量轻、可靠性强的严苛要求，技术难度远超压气机。

按气流流动方向，涡轮可分为轴流式与离心式，民航发动机及多数军用发动机均采用轴流式涡轮，进一步可分为冲击式与反力式两类，其结构同样由多级转子与静子组成——涡轮转子包含涡轮盘、涡轮轴、工作叶片及连接部件，涡轮静子由涡轮机匣、导向器等构成。

空心涡轮叶片结构示意图

涡轮叶片是整个发动机制造难度最高的零部件之一，为应对极端工况，设计与制造环节融合了多项尖端技术：结构上采用空心冷却设计，构建复杂内部冷却流道；材料上选用镍基高温合金单晶材料，可在1100℃高温下保持80%的强度，部分先进型号采用钛铝基复合材料或陶瓷基复合材料（CMC），重量较传统合金部件轻40%，耐温可达1600℃；表面涂覆热障涂层，进一步提升高温防护能力，延长使用寿命。

尾喷管

尾喷管作为发动机五大部件的最后一环，位于涡轮之后，核心功能是将流经涡轮的燃气进一步膨胀加速，将燃气剩余的内能转化为动能，使燃气以极高速度排出，根据动量守恒原理产生推动飞机前进的推力。

尾喷管的结构形式根据排出气流速度分为亚音速与超音速两类。亚音速尾喷管采用收敛形管道设计，通过管道截面积逐渐减小，实现燃气加速至亚音速；超音速尾喷管则采用收敛－扩张形管道（拉瓦尔喷管），利用管道截面积的先收敛后扩张，使燃气在扩张段加速至超音速，满足高速航空器的推力需求。尾喷管的设计需与发动机整体性能匹配，同时兼顾降噪、红外隐身等附加需求，是发动机气动设计的重要组成部分。尾喷管需承受高温燃气排出冲击，亚音速尾喷管常用耐热不锈钢、钛合金；超音速尾喷管及军用发动机尾喷管，多采用镍基高温合金或陶瓷基复合材料，部分可动调节机构辅以高温密封材料，提升工况适应性。

航空发动机的每一次升级，都是航化材料与部件设计的双向奔赴。ATP120A发动机的成功点火，正是我国在航化材料与航空技术厚积薄发的缩影。未来，随着材料科学与制造工艺的持续精进，国产航空发动机将愈发强劲可靠。

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