(本文来源：中信建投黎韬扬、任宏道、梁后权等，1C9U一猹就有作整理摘要；报告仅供学术参考，不得作为投资依据，兼听则明，切勿轻信文中观点，请守护好自己的钱袋子。)

　　航空发动机的升级换代体现为其推重比的提升，三代航发向四代的跨代标志就是推重比由 8 提升至 10。航发推重比的提升主要包括两方面：

　　1、 增推，主要通过提升发动机的涡轮进口温度实现，即需要航发热端及近热端部件材料的耐温性能提升；

　　2、 减重，主要通过整体化制造，如整体叶盘、整体焊接鼓筒轴等，及使用具有高比强度的轻质材料。国内外的研究表明在维持航空发动机布局和不改变常规金属材料的前提下，气动、热力、部件设计以及结构减重等技术手段的改进，最高只能将发动机的推重比提高到 14 左右。对于推重比 12-15 及更高推重比的发动机，则必须在新材料、新工艺应用和新结构设计等方面取得更大突破，才能使推重比最终达到 15 及以上。

　　对于推重比 15-20 的发动机，新材料、新工艺及相应新结构（“三新”）对提高推重比的贡献将高达 50-70%。可以看出，航空发动机的升级换代是以新结构、新材料、新工艺（“三新”）的使用占比提升为基础。

　　结构上，四、五代航发使用整体叶盘/环结构来替代盘片分离式装配结构，以实现减重、缩短装配周期及提高结构整体强刚度，整体叶盘加工技术依赖于高精度数控机床设备、薄壁复杂叶型机加变形控制及叶型在机检测等工艺技术；

　　材料上，四、五代航发压气机末端零部件的耐温性能要求更高，高温/阻燃钛合金、TiAl/TiAlNb 等轻质金属间化合物及新型（变形）高温合金的使用占比逐渐扩大；

　　工艺上，随着高合金化耐热金属材料的大量使用，盘轴毛坯锻造成形时变形抗力增大且具有明显的裂纹萌生倾向，因此需使用等温锻造以实现盘轴锻件成形成性一体化，同时等温锻造具有精密成形的优势，可减少昂贵航材的加工去料浪费；同时为了解决不同级盘间的异种合金连接易产生缺陷的问题，开始逐渐使用摩擦焊、扩散焊等替代传统的熔焊工艺。

　　结构上，四、五代航发逐渐使用短环结构浮壁式燃烧室，以实现燃烧室火焰筒在热冲击下的长寿命服役；

　　材料上，四代航发逐渐扩大钴基（高温耐腐蚀、耐氧化性能更好）高温合金的应用占比，同时也引入热稳定性更高的氧化物弥散强化 ODS 高温合金，如 MGH956 是所有高温合金中的高温抗氧化和耐碳、硫腐蚀之“王”，被认为是航空发动机燃烧室内衬和尾喷管的理想选材；

　　五代航发上，耐温性能更高的SiC-CMC 陶瓷基复合材料将成为燃烧室的核心用材；工艺上，四、五代航发燃烧室火焰筒气膜冷却（多为异形孔）需采用电火花及超快激光打孔制备，已实现高效率高可靠加工，同时减少重熔层等缺陷；

　　结构上，为了承受更高的涡轮前温度，四、五代航发需采用具有更强冷却效果的复合冷却空心涡轮叶片，并在五代航发中逐渐使用具有更强主动气冷效果，兼具减重优势的双辐板涡轮盘；

　　材料上，四、五代航发需采用更高代次的单晶及粉末高温合金盘材料，以满足耐温性能，并且 SiC-CMC 材料将逐渐由高温静载向高温高载区域延伸；工艺上，涡轮盘锻件也由原先的常规模锻向等温锻造过渡，粉末盘则需要采用热等静压+热挤压+等温模锻的工艺，以实现充分的颗粒边界（PPB）破碎及成形成性一体化。

　　高温合金约占航空发动机材料比重的 40-60%，其中变形高温合金占比约 70%。一般越先进的航空发动机， 其高温合金使用占比越高。变形高温合金属于航发跨代升级中主要的材料增量。

　　1959 年由美国国际镍公司（INCO）公布合金专利的 IN718 是截止目前为止变形高温合金中使用量最大的牌号。2012 年美国 IN718 合金年产量约 2 万吨，占整个变形高温合金总产量的一半，该牌号被广泛用于航空、航天、核能、能力和石化领域。GE 公司 CF6 发动机中IN718 合金质量占比为 34%，P&W 公司大型发动机PW4000中镍基高温合金质量的 57%是 IN718 合金。2000 年，GE 航空发动机金属用量中 IN718 合金占比达到 56%。

　　我国于 1968 年仿制 IN718 合金，国内牌号为 GH4169，1984 年开始研制航空用 GH4169 合金大型涡轮盘。GH4169 合金目前我国航空发动机中也已得到广泛应用，其材质水平和加工工艺水平近年来得到显著提,，制造的零件有各类盘、转子、环、机匣、轴、紧固件、弹性元件、阻尼元件等。WS10 太行发动机中应用 GH4169 合金的零件号达 261 个，零件总质量占核心机质量的 60%，占发动机总质量的 30%以上。GH4169 合金制造的最重要的零件就是航空发动机用涡轮盘。在太行发动机中，仅盘件就多达 11 种。由于 GH4169 合金在 650℃具有优异的抗拉、屈服及持久强度和塑性，同时具有良好的抗腐蚀、抗辐照、热加工及焊接性能，该合金将继续在航空发动机上大量使用。

　　GH4169 合金中主量元素 Ni 质量占比约 55%，其余为 Cr、Mo、Fe、Nb 等近 10 种合金化元素，冶炼过程中极易发生合金成分超标、宏观偏析、杂质超限及成品性能不合格等缺陷，良品率成为其自主可控的最大瓶颈。2017 年前后，我国 GH4169 尚未完全成熟，每年仍有近一半的用量需要进口。在 2015 年 12 月发布的《〈中国制造2025〉重点领域技术路线 年，关键战略材料国内市场占有率超过 85%，其中高端装备用特种合金，国产高代次涡轮盘和单晶叶片等高温合金产品被列为发展重点。在国家产业政策支持及下游军品放量需求拉动下，我国主要传统特钢冶炼厂、新进航材制造单位都在建设优质变形高温合金的三联（真空感应+电渣 重熔+真空自耗）冶炼及快锻机开坯产线。

　　从航空发动机材料及工艺发展路径，三代航发向四代过渡最核心的选材特点就是耐高温材料使用占比及材料耐温性能的提升，其中最典型的就是变形高温合金在压力机冷端部件上对传统钛合金的替代，近热端及热端部件变形高温合金耐温新牌号的应用扩展。目前，在美国航空航天领域，IN718 仍是应用最为广泛的高温合金， 正逐渐被更先进的 718Plus(国内 GH4169D)所替代，而更新一代的 Rene65（国内 GH4065）也已经开始小批量应用。我国先进航空发动机的选用材与国外基本保持同步，变形高温合金中 GH4169 牌号需求依旧较大，具有更高耐温性能的新牌号变形高温合金将随着新一代航发定型列装而快速起量。

　　投产能：成熟放量牌号 GH4169 等依赖于三联冶炼+快锻开坯产线能力及冶炼良品率，同时转动件用材的审核验证周期长、成本高，主机厂选材时高度关注冶炼单位的既往型号配套经验，因此推荐抚顺特钢：我国传统军用特钢冶炼龙头，冶炼产能及良品率均位于行业前列，20-23 年技改工程有望实现军用优质特钢冶炼产能快速增长，绑定主力型号研制定型，充分享受下游高景气；

　　投牌号：耐高温新牌号变形高温合金跟随下一代航发定型列装将快速起量，相对于冶炼产能扩张，材料牌号技术优势具有极玩加电竞高的路径依赖，牌号技术优势的高壁垒可以保持高市场份额和高毛利水平，且冶炼产能扩张后，对凭借技术优势采取轻资产经营的研发型单位具有成本控制优势，因此推荐钢研高纳：我国高温合金研制龙头，航空航天高温材料重点跟研单位，跟随航发跨代完成合金多牌号布局，充分享受新型航发核心放量配套， 延伸建设德阳盘轴锻造及沈阳盘轴加工产能，有望突破产能瓶颈，持续兑现技术优势。

　　航空发动机中的模锻件制件重量约占整机的 30-45%，模锻是航空发动机盘、轴、叶片（压气机）等关键受力件的主流成形方式。我国航空模锻件目前仍以粗模及普通模锻件占多数，精密锻件多用在发动机叶片类零件。据《大型航空模锻件的生产现状及发展趋势》统计，我国航空锻件的材料利用率约为 15-25%，其中大型锻件的材料利用率为 10-15%，零件加工时大量的昂贵金属材料变为切削废料，造成航发制造成本过高、机加周期过长。因此，

　　为提高整体可靠性并实现减重，航空零部件目前正往一体化发展，航空发动机上主要体现为以整体叶盘替代原盘叶分离式结构，甚至发展盘轴一体化，以减少叶片选、装配周期；整体加工以减少各种连接件、紧固 件，实现减重；减少紧固连接，实现更好的强度及热变形匹配；减少焊缝数量，避免引入焊接缺陷，导致低疲劳失效。航空零部件的一体化，依赖于其锻件毛坯的整体化成形。整体化成形的锻件毛坯投影面积变大，锻造过程中的变形阻力相应提高，同时，具有耐温和高强高韧性能的航空材料本身变形抗力较大，因此，先进航空材料整体化成形需要具有较大公称压力（一般需万吨级压力机加工的零件称为大型锻件）的成形设备及特殊的成形工艺。

　　等温锻造，简称等温锻，是目前国际上实现大型整体难变形航空锻件净成形（无加工余量）或近净成形（少加工余量）技术的主要方法，特别适用于成形低温塑性差、锻造温度范围窄、变形抗力大且价格昂贵的金属材料，目前主要以钛合金、高温合金、高强铝合金及各种新型金属材料大型精密锻件为主。等温锻造是将模具的温度加热到与坯料成形温度相同或相近的条件下，进行的低应变速率模锻，利用金属材料高温蠕变机理， 使难变形材料充分软化，流动填充均匀，实现难变形材料一体化精密成形，同时通过可控的变形温度及应变速率，实现模锻件性能调控，最终实现锻件精密成形成性一体化。

　　随着我国主要航空模锻件厂均建设或启动建设 2 万吨及以上大型锻压设备，且各压机压力系列逐渐被占满，甚至出现重复，锻压设备带来的业务壁垒逐渐被弱化。并且，大型锻压设备运行成本费用非常高，包括设备折旧、动力、燃电、耗材及维保等，因此大型锻压设备运行需要较大的业务订单规模来摊薄固定成本。目前各航空模锻件厂普遍建设“常规锻+等温锻”的通用性压机，等温锻造工艺中模具（包括预成形坯料）设计、锻造工艺参数确定具有相对较高的技术壁垒，依赖数值模拟等先进锻件设计方法及既往型号锻件加工经验。

　　70%是由于涡轮工作叶片及导向叶片的高效冷却设计，而另外 30%归因于高温合金和铸造加工工艺的改进。除了涡轮叶片，航发燃烧室火焰筒也需采用气膜孔主动冷却，但由于为静子 件，其气膜孔的工艺要求相对较低。

　　气膜冷却是目前航空发动机涡轮叶片主动冷却的主流方式（或作为复合冷却方式之一），发动机工作时 通过离散的小孔将气流引到叶片表面，进而在叶片表面形成一层气膜并对叶片进行冷却。为了提高冷却效果， 气膜孔一般还具有不同的角度和形状，如斜孔、喇叭孔、簸箕孔等异形孔，单孔孔径小且数量巨大，单个涡轮叶片上就遍布有几百个气膜孔。因此，气膜孔加工技术属于涡轮叶片制造的关键技术之一，气膜孔加工在保证形位尺寸精度时，还需控制打孔重熔层。重熔层是加工区域的材料在高温作用下融化并重新凝固形成的产物， 容易夹带微裂纹等缺陷。

　　涡轮叶片上气膜孔主要分布在叶片前缘、叶身型面等部位，孔径一般在 0.2-0.8mm，空间角度复杂。目前，叶片气膜冷却孔的加工主要采用激光打孔、电火花打孔、电液束打孔等加工方法，这些方法均有各自的特点：常规激光打孔效率高，但重熔层较厚；电火花打孔重熔层相对较薄；而电液束打孔无重熔层，质量好，但效率较低。

　　我国航空发动机气膜孔的加工以电火花打孔为主，在 20 世纪 80 年代中期，发动机厂将电火花打孔工艺用于涡喷发动机涡轮导向叶片气膜冷却孔的加工。对于带有陶瓷涂层叶片的气膜孔加工，国内发动机生产企业目前采用的工艺为：先加工气膜冷却孔，然后涂覆陶瓷层，最后用微型钻头在相应孔位处去除陶瓷涂层，工序复杂、效率低、质量不易控制。国外的加工工艺是在叶片上先涂覆陶瓷涂层，然后采用激光-电火花复合加工技术，在相应打孔位置上精确地用激光去除陶瓷涂层，再使用高速电火花技术进行精确打孔，可加工标准柱形孔及异型孔。

　　西安光机所光子制造系统与应用中心团队创建的西安中科微精实现了系列化超快激光极端制造装备的产 业化。截至目前，已建成 1 条核心部件及 3 条极端精细制造装备的中试生产线，相关产品已在中国航发商发、中国航发西航、中国航发黎明、贵阳精铸、中国航发航材院等 20 余家航空航天领域优势单位得到应用。

　　推重比 10 的第四代涡扇发动机，涡轮前进口温度为 1550-1700℃；第五代涡扇发动机预计涡轮前进口温度将达到 1950-2150℃。目前热端部件采用的镍基高温合金主量元素镍的熔点为1455℃，随着单晶、热障涂层及主动气冷的潜力逐渐穷尽，新一代军用航空发动机对新型耐高温结构材料的需求愈发迫切，SiC/SiC CMC 成为耐高温结构材料首选之一。涡轮部件、燃烧室火焰筒、喷嘴等采用 SiC/SiC/CMC，冷却空气用量可明显减小，甚至为零，可改善燃烧条件、提高燃烧效率、降低污染排放和噪声水平； 冷却结构可大大简化甚至省去，从而降低结构设计的复杂性，提高工作温度，并进一步减轻结构质量。

　　欧美等航空发达国家在航空发动机用 SiC/SiC CMC 构件的研制与应用方面，遵循先静止件后转动件，先中温（700-1000℃）件后高温（1000-1300℃）件，先简单件后复杂件的发展思路，优先发展中温中等载荷（应力低于 120MPa）静止件（密封片、调节片、内锥体等）；以此为基础发展高温中等载荷（应力低于120MPa）静止件（火焰筒、火焰稳定器、涡轮外环、导向叶片等）；然后发展高温高载荷（应力高于120MPa）转动件（涡轮转子、涡轮叶片等）。

　　SiC/SiC CMC 喷管调节片、密封片，已在国外 M53-2、M88、M88-2、F100、F119、EJ200、F414、F110 及 F136 等多种型号军/民用航空发动机上成功试验并应用多年。由于 SiC 纤维含硅，能有效地减弱发动机的红外信号。因此，与 C/SiC CMC 相比，SiC/SiC CMC 不但具有更高的力学性能、更好的抗氧化性能和更长的高温使用寿命，还具有更好的吸波性能。鉴于 SiC/SiC/CMC良好的隐身性能，PW 公司已将验证的 SiC/SiC CMC 调节片和密封片用于改进 F119 发动机，以实现减重、隐身并提高其耐久性等。

　　SiC/SiC CMC 低成本、高可靠工程化生产是目前产业链主要的发展瓶颈之一。SiC/SiC CMC 通常由碳化硅纤维、碳化硅陶瓷基体、基体与纤维之间的界面相和环境障涂层组成。碳化硅纤维在 SiC/SiC CMC 中起到主要的增强增韧作用。耐温能力 1200℃以上的碳化硅纤维作为 SiC/SiC CMC 最关键的原材料，成为各航空强国的研究竞争重点。

　　制备 SiC 纤维主要有 4 种方法：先驱体转化法、化学气相沉积法、超微细粉高温烧结法及活性碳纤维转化法，目前只有前两者实现商品化，其中先驱体转化法为制备连续束丝 SiC 纤维的最主要方法，按照纤维成分组成（受具体制备工艺影响）分为第一代至第三代 SiC 纤维，使用温度分别为 1100、1200-1250、1400-1450℃， 第三代纤维的耐热温度甚至超过 1700℃。

　　国防科大（新型陶瓷纤维及其复合材料国防科技重点实验室）和厦门大学（高性能陶瓷纤维教育部重点实验室）两家研制并进行技术转移。另外，中科院宁波材料所特种纤维事业部 2015 年初开始研制第三代碳化硅纤维，其碳化硅纤维及复合材料研发及应用平台去年已启用；中南大学新型特种纤维及其复合材料湖南省重点实验室于 2015 年经湖南省科技厅批准筹建，在高性能纤维的研制工作上已经站在了国内的前列，初步具备了批量试制高性能含铍碳化硅纤维的能力；研发的隐身复合材料已经批量应用于国防重点型号产品上。

　　火炬电子下属的立亚新材自 2013 年以来，通过自主创新与厦门大学“产、学、研”合作，2020 年已建成了第二代 SiC 纤维、第三代 SiC 纤维 10 吨级产能产业化生产链，透波氮化硅纤维和宽频吸波纤维 5 吨级产能产业化生产链。公司高性能陶瓷纤维的产业化，参与航天航发先进耐热材料预研跟研，锁定技术升级后的先进装备升级换代长期红利，支撑了该系列纤维在航空、航天、核能等领域的运用。

　　随着雷达等先进探测手段的升级及超视距作战模式的发展，战斗机、运输机（包括改装的特种机，如加油、侦查、反潜、电子对抗等）、轰炸机、直升机、无人机、巡航导弹等各式航空装备均进入“隐身”时代。装备低可探测度约 75%由外形隐身设计所决定，为了保证相应的气动性能及制造装配效率，外形隐身设计的潜力逐渐穷尽，且外形特征的可移植性较强，因此目前主要发展的为隐身材料，主要为雷达及红外隐身，其中后者为航空发动机及高超声速飞行器气动加热位置最重要的信号抑制领域。

　　航空发动机是飞机的主要热源，先进航发的尾喷口温度超过 700℃，是红外信号最主要的发射源。在SiC/SiC CMC 结构型吸波材料尚未完成低成本、高可靠工程化配套前，目前广泛使用的是在红外信号暴露区，如尾喷口、加力燃烧室及末级低压涡轮叶片等高温合金基体上涂覆红外低发射率涂层。在高温条件下功能填 料，如 Ni、Cr、MoSi2、SiC、Ti3SiC2 等，均存在高温污染、性能退化等问题，因此航发热端红外低发射率涂层具有极高的技术壁垒，主要体现在隐身材料体系筛选及匹配，主要需求为：长时间耐高温、高稳定低发射率及与基体高结合强度等，目前主要通过复合涂层形式解决。考虑到热端涂层的实际服役寿命均短于航发全寿命周期，因此红外低发射率涂层具有高值耗材属性。

　　主要技术来源于西北工业大学。西北工业大学材料学院周万成教授历经 22 年的技术攻关，主持完成“航空发动机用特种功能材料”，于 2018 年获国家技术发明奖二等奖。周万成教授目前为华秦科技首席科学家。

　　同时由于新材料代表型号后续的发展方向，再研型号倾向于选择具有既往型号研制经验的配套单位，进 而形成技术垄断优势的规模延续及扩张。但由于新材料领域往往多种技术路线并行，技术超车的可能性较大， 如耐热陶瓷基复材中的增强纤维存在碳纤维、硼纤维、碳化硅纤维、氮化硅纤维及氮化铝纤维等多种路线，新材料领域的技术迭代速度相对较快，甚至存在颠覆性技术取代的可能。

　　当新型号进入工程研制阶段时，新技术应用率一般不大于 5%，同步到产品的技术成熟度（TRL）上，型号型面新技术进入产品准入的门槛值，TRL 一般不低于 TRL6，因此新材料在新型号上的应用放量需要遵守客观的技术成熟度提升规律，即跟随型号验证需要较长的周期。