鲁达 （报告出品方/分析师：中信建投证券 黎韬扬）
航发“小核心、大协作”模式
航发产业“小核心、大协作”的路径
我国航发主要的生产制造能力集中在中国航发下属各主机厂。由于军工保密及军品质控的需要，航发各主机厂最初普遍具备从原料加工、零件制造、部件装配、整机集成的全业务条线封闭生产的能力。随着国家航空工业产业格局调整，部分中上游产业集中或脱离，航发主机厂部分零部件开始外购配套。
2017年7月30日，中国航发集团在战略研讨会上提出“12345”战略体系，其中分别提出“强身健体”及“核心能力”两项重点工程，要求聚焦“两机”主线，分拆剥离“三产”等非主业业务，同时培育提升航空发动机产业核心能力，加快建设“小核心、大协作、专业化、开放型”的科研生产体系。
根据中国航发2022年5月25日刊登于国资委网站的《聚焦主业抓压减、为航空发动机自主研制提供坚强保障》，中航航发集团16年成立以来，大力推动非核心业务对外转移，带动全国配套企业发展，外部配套率由12.7%提升至27.8%，主业收入占比由58%提高至93%。
在中国航发研究院发布的《航空发动机军民融合发展研究》中，提出航发产业军民融合，即“小核心、大协作”的路径为：主承制商要重视发挥核心技术优势，在运营层面加强对全产业链的掌控，只生产其最终产品所有零部件中附加值最高的 30%，其余 70%的都转包出去，尽可能控制制造与采购总成本，使其全产业链控制能力大大增强。
1、基础原材料和标准化零组件等一般能力全面向社会放开，通过市场竞争选拔配套企业；
2、非核心分系统、重要零部件等重要能力可按照相对控股、参股或项目合作等方式向社会开放，保证战略控制力；
3、整机研发生产和核心分系统等核心能力要在确保控制力的前提下，通过股份制改造和资本市场吸收各类资本共同参与。
基础原材料和标准化零组件，包括航发研制生产所需的常规牌号高温合金、钛合金及高强结构钢等原材料及其加工的常规锻件、铸件等毛坯、常规机加结构件、紧固件、电缆、连接件等，多采用竞争性采购方式，主要通过中国航发网上商城平台进行集中采购、联合采购，以消除航发“小批量、多品种”生产模式带来的采购规模效应不足，提升重点供应商采购规模，降低整体采购成本的同时，减轻供应链过宽带来的质控风险及管理成本。
对航空发动机性能及安全有重要影响的原材料及零组件，如单晶、粉末高温合金、新牌号变形高温合金等，仍由行业传统配套单位，如钢研高纳（航发网上商城 5 月 18 日，交易量排名第 6）、中科院金属所（交易量排名第 10）、抚顺特钢（交易量排名第 11）提供。具有良好交付记录的民用企业在常规航发产品的配套份额在稳步提升，图南股份及航宇科技主要航发产品市场竞争性较强，受益于航发“小核心、大协作”的业务外溢及自身可靠的产品交付能力，网上商城交易量分列第 19 和 20 名。
非核心分系统、重要零部件等，主要包括发动机叶片、盘轴、重要原材料及加工能力等，多采用相对控股、参股或项目合作等方式向社会开放，保证战略控制力。重要原材料领域，公司入股铜陵铜冠优创特种材料，其生产的金属铼是航空发动机涡轮单晶叶片重要的添加元素，也是单晶划代的标志之一；
重要零部件领域，公司入股航亚科技及万泽股份，两者均为我国民营企业中拔尖的压气机及涡轮叶片生产企业；
重要能力领域，公司入股成都和鸿，其为我国西南片区航发零部件重要的机加工单位；
重要设备领域，公司入股合智熔炼及集智股份，前者为我国领先的高端合金熔炼装备研制单位，后者为拥有浙大技术背景，具有动平衡设备的高科技企业。
整机研发及核心分系统属于航发集团需保留的小核心领域，主要集中在核心零部件制造加工、航发部件系统级以上设计、装配及测试、整机装配及试车等。
部分民营企业在小型航发整机领域取得较大突破，如我国出口型无人机主力型号彩虹 5 就已配装民营企业安徽航瑞生产的“金鹰”重油发动机，云影”查打一体无人机目前就已配装江西中发天信（航发参股）生产的 ZF850 涡轮喷气发动机。
航发产业“小核心、大协作”的现状
目前，我国航空工业产业链社会化配套率已经达到 70%，已经较好地实现了在社会化配套下可靠产业链保障的整机均衡生产节奏。
航发产业由于原材料、制造加工和装配测试的技术门槛和质量要求都要高于军机，并且原系统内配套的组织结构及人员安置等历史原因，产业链开放程度落后于军机领域。
但随着中国航发集团的成立，推行“强身健体”及“核心能力”两项工程，加速出清非核心、不相关及不具优势产能，聚焦航发核心业务，产业链开放程度逐渐加深。
“小核心、大协作”模式的先行者是中国航发商发，可以通过商发的供应链情况来观察航发产业链“小核心、大协作”的终局状态。
2009 年成立的中国航发商发作为国内民用航空发动机的唯一主制造商，着重建设设计研发、总装集成、试验测试、适航认证、使出客服等核心能力，采用了“产业链两头以及中段代表核心竞争力的部分在内，其余业务尽量外包”的“元宝型”商业模式，大量的业务依靠外部供应商来完成，从而构成一个完整的航空发动机供应链来参与市场竞争。
商发产业配套模式，与中国航发集团后期倡导的“小核心、大协作、专业化、开放型”的科研生产体系高度吻合。由于商发产业技术门槛更高且研制周期较短，势必会利用军用航发已有并经验证的产业配套体系，因此商用航发采购模式可以反映航发整体的产业配套结构。
按中国航发商发官网披露的供应商资源分布，其供应链聚集来自国内 17 个省市的 100 余家系统及单元体、关键零部件设计、制造、试验合作伙伴和供应商，其中系统内国有企业占比过半数，民营企业占比 16%，大学及科研院所占比 12%，合资企业占比较少，6%，该部分供应商由于涉密一般不得参与军用航发产业配套。（报告来源：远瞻智库）
基于典型及重要组件的航空发动机结构拆分
以应用场景最多，需求量最大、结构最复杂的涡扇发动机为例，涡扇发动机主要由风扇、增压级（也称低压压气机）、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮等主要单元体以及控制监视、加力燃烧室及尾喷口、机械传动、外部管路、引气放气等组成。
高压压气机、燃烧室及高压涡轮组成发动机核心机。风扇增压级转子与低压涡轮转子通过低涡轴及风扇轴连接，高压压气机及涡轮转子通过鼓筒轴连接，构成双转子体系。
风扇增压级静子（包括中介机匣）、核心机静子及低压涡轮静子构成发动机外机匣，主要成附件、管路电缆等均布置在发动机外机匣上。
运动的转子与固定的静子间，通过转子叶片（也称动叶）与静子叶片（也称静叶、导叶）以气流为介质，实现动能及势能的转化，并借助燃烧室燃料内能的释放，实现内循环及功率输出。
风扇增压级：风扇叶片及机匣，机加、整铸与复合材料
风扇增压级单元体位于发动机最前端，吸入空气，并完成进气初步增压、整流，实现内外涵空气流量分配，进入外涵的加速空气产生推力，进入内涵的空气则进入核心机继续增压，支持燃烧室燃油燃烧并驱动后续涡轮持续做功。风扇增压级主要由风扇转子及风扇机匣、增压级转静子、中介机匣等组成。
军机高机动时进气状况复杂，且需要进行自加热除冰及防鸟撞，因此军用发动机进气口装有带承力支板的进气导向叶片。导向叶片多采用不锈钢锻造成形。由于涵道比较小，军机发动机风扇叶片长度与增压级叶片相差不大，其制造工艺与增压级叶片类似，多采用钛合金锻造实心叶片。部分机型为抑制叶片振动，风扇叶片采用叶身带阻尼台设计。增压级转子叶片主要采用钛合金、高强铝或者结构钢精锻加工。由于增压级增压比有限，其叶片弯扭程度一般，加工难度相对较低。
随着低质量、高进气效率、大涵道比航空发动机的研发及树脂基复合材料性能的提高，20 世纪 90 年代通用电气公司选取美国赫氏公司韧性环氧树脂为基体，IM7 碳纤维为增强纤维，采用单向预浸料模压工艺制备 GE90 发动机进气风扇叶片。
叶片表面涂覆聚氨酯防腐涂层提高叶片抗腐蚀性能。叶片前缘使用美国 3M 公司 AF191 胶黏剂粘接钛合金薄片增强叶片抗冲击性能。叶片根部具有自润滑特氟龙耐磨层。此后通用电气公司 GEnx 和 GE9X 型发动机均采用树脂基复合材料风扇叶片。
LEAP 系列发动机风扇叶片采用 3D 整体编织技术制备了具有三维交织结构且近似零尺寸误差的纤维预成型体。通过树脂传递模塑工艺灌注树脂实现纤维浸润和树脂固化。其中纤维三维编织结构可有效提高叶片抗冲击性能。
2020 年 1 月上旬，罗·罗公司在英国布里斯托开始了名为“超级风扇”（UltraFan）的发动机原型机制造。该发动机采用全树脂基复合材料风扇叶片和机匣。风扇叶片由碳纤维／韧性树脂预浸料铺贴固化而成。
叶 片前缘采用与 GE90 风扇叶片相似的钛合金包边，起抗腐蚀和异物冲击作用。罗罗公司预计该型发动机装机服役后，可实现飞机整体减重 700kg，相比第一代遄达系列发动机更为省油，降低至少 25%的二氧化碳排放。
风扇盘及增压级鼓筒多采用钛合金锻造后精密机加成型。
增压级静子叶片主要采用钛合金或结构钢精锻成型，并与增压级静子机匣及静子内环通过真空电子束焊进行装配，增压级机匣及静子内环由钛合金或结构钢锻件或钣金件加工。
风扇（进气）机匣由于需包容风扇叶片脱离（FBO）冲击且需要控制重量，多采用高强铝合金或不锈钢带加强筋环锻件后机加成型。为了减重，目前逐渐使用碳纤维增强树脂基复合材料机匣替代金属机匣。
航空发动机复合材料外涵机匣已在我国某型加力式涡扇发动机上使用。它是连接发动机承力框架，形成外涵通道和安装外部附件的承力结构，长期使用温度在 280℃左右，结构形式相对复杂。外涵机匣是由碳纤维增强的聚酰亚胺树脂制成，具有使用温度高，耐疲劳性好，比强度、比模量高的优点。
现代航空发动机正在向高推重比、高机动性发展，耐高温聚酰亚胺复合材料可应用于发动机的冷端部位，满足新一代发动机的增推减质的要求。
国外已经投入使用的发动机如 F404、F110、F119、F120、F414、M88-2 均采用聚酰亚胺树脂基复合材料外涵机匣。
复材机匣的主流加工工艺为：由聚酰亚胺树脂基体和增强纤维两大组分组成的预浸料，铺叠在模具上后，在保持一定温度和压力工艺条件下，固化成型结构件复合材料。
在国外主要按照其耐热性能分为三代，第一代使用温度为 280~316℃，第二代使用温度为 350~371℃，正在研制的第三代使用温度为 400~420℃。国内热压成型聚酰亚胺基复合材料的发展与国外类似，先后研制了、第二代以及第三代热压成型聚酰亚胺基复合材料，并得到了实际应用或进行了考核验证。热压成型聚酰亚胺基复合材料的预浸料采用湿法制备，主要采用模压或热压罐工艺热压固化成形结构件。目前，中航复合材料有限责任公司已经具备一代到三代聚酰亚胺树脂基复合材料的原料及构件批产能力。
中介机匣位于航空发动机中部、风扇机匣和高压压气机之间，是发动机的连接和过度通道，在发动机与飞机吊装的心脏部位，是发动机最重要的承力结构。发动机的推力主要通过中介机匣、主推力安装节和辅助推力安装节传递到飞机上，其中，中介机匣承受着发动机的整体重量、振动、机动过载、四个自由度的复杂受力。
中介机匣具有尺寸大、结构复杂、壁薄、面积大的结构特点，制造难度非同一般，传统的制造方法是将复杂结构分解为十几或几十个较为简单的结构件进行制造，再采用焊接或铆接等方式连接成整体结构。目前主流采用钛合金熔模精密铸造技术能够实现中介机匣复杂结构的一次完整成形，不仅能减轻结构重量，还可以显著提高结构刚性，简化加工装配过程。
高压压气机：压气机叶片及盘，精锻、整体叶盘及高温合金替代
高压压气机主要通过转子旋转压缩加速气流，再通过静叶膨胀增压，通过收敛式流道，转静子逐级加速-增压，实现压气机出口（即进入燃烧室）气流达到足够的压升及流速。高压压气机单元体主要由高压压气机转子、高压压气机前静子、后静子及配套的防喘调节机构（VSV 和 TBV 系统）和内外引气机构等组成。
由于工作温度处于 500℃以下，压气机前端整体叶盘及盘叶组件多采用钛合金加工。接近燃烧室进口的部位温度逐渐增加，压气机后端盘叶组件多采用高温合金加工。
随着航空发动机推重比的提升，发动机的涡轮前温度升高，热传导及辐射导致的压气机后端温度升高、压比增大，因此，高压压气机中采用高温合金的比例在提升，且对变形高温合金的耐热性提出更高要求。
叶片是航空发动机及燃气轮机的重要零件，其型面多为复杂的三维扭转曲面。为减重，目前压气机前 2-4 级多采用整体叶盘形式，即叶片直接在盘锻件上精铣加工出。而由于后端的叶片温度及压力载荷增加导致的维修更换需求增加，因此多采用盘叶分离的结构形式。
整体叶盘加工叶片间干涉性较强，且为保证叶片形位尺寸精度，需要采用专用设备或者对通用中心进行技术改造，还需要进行多轮工艺参数摸索，技术难度较高。
压气机叶片则由于涉及到转子配平、气动性能及旋转结构强度的要求，叶片型面精度要求极高，叶身加工质量非常敏感，因此压气机叶片多采用精锻少无余量加工技术。
叶片精锻是在普通模锻基础上发展起来的一种净成形技术。精锻生产可以较完整保持金属流线的连续，增加叶片强度及承载能力，同时节约后续叶片机加周期及去料成本，解决难切削材料、薄型面叶片机械加工困难的问题。
燃烧室：高温轻载，耐高温 CMC 及金属 3D 打印替代
燃烧室中通过燃油喷嘴喷射雾化燃油并实现油量调节，在压气机出口的高速气流区域内形成稳定点火及燃烧区域，混合掺混高压空气及雾化燃料，经点火器点燃后，将燃料内能稳定释放。燃烧室多采用双层机匣形式，以利用层间的高速气流（来自高压压气机引气）进行充分冷却。
主流发动机均使用环形燃烧室结构。环形燃烧室主要由扩压器、燃烧室机匣、环形火焰筒、燃油喷嘴及燃油总管、点火电嘴及涡轮进口导叶组成。扩压器和燃烧室机匣主要由高温合金锻件机加，机匣上需设置燃油喷嘴安装孔及冷却引气孔等。
目前，大中型发动机主要采用机械加工成型的气膜式火焰筒，在火焰筒壁加工气膜孔，使火焰筒与机匣间流动的冷气进行气膜冷却覆盖。气膜式火焰筒主要为高温合金锻件机加成型，通过等离子喷涂耐热涂层，再通过电子束或者激光加工出气膜孔。
同时，为提高火焰筒中耐热蚀能力，部分发动机在火焰筒中采用浮动瓦块，用以抵消热冲击载荷。浮动瓦块为高温合金精铸件或采用陶瓷基复合材料（CMC）加工。
燃油喷嘴是实现燃油雾化、进行燃油调节的关键部件。
常见的燃油喷嘴结构为两油路离心式喷嘴，喷嘴中有主副两路独立的供油系统。当供油量较小时，供油压力较低，副油路供油，从面积较小的中心喷嘴喷出，当供油量较大时，供油压力升高，主副油路同时供油，从环形主喷嘴和中心喷嘴同时喷出，因而使不同工况下供油量变化范围大大提高，既可满足如爬升时大工况供油量需要，又可以防止低工况下燃油雾化不良。
与军机燃烧室设计追求高油气比，提升涡轮前温度，从而提高发动机推力不同，为实现燃烧室贫油燃烧，满足民机低污染物排放限制和油耗经济性指标，民机燃油喷嘴结构已升级为两级三油路结构。喷嘴中供油管路越发精细复杂，还需要配合加工用于气流预旋的叶片等复杂结构。前期采用的高温合金锻件精密机加出油路，再通过焊接组合的工艺路线已无法满足要求，目前正广泛替代使用高温合金金属 3D 打印整体成形工艺。
高压涡轮：高温重载的发动机核心，高温合金粉末盘及单晶
高压涡轮用于将燃烧室排出的高温、高压燃气通过导叶收敛通道加速，冲击涡轮转叶，将部分热能压力能转变为旋转的机械功，从而带动压气机与其他附件工作。高压涡轮单元体主要分为高压涡轮转子组件、高压涡轮机匣组件等。
高压涡轮转子主要由高压涡轮转叶、高压涡轮盘及高压涡轮轴等转动件组成。高压涡轮静子则主要由多层机匣及高压涡轮导向器叶片、冷却引气管路等组成。由于工作温度高（流道内部超过 1000℃），高压涡轮单元体全部采用高温合金及其他耐热材料（如陶瓷基复材）加工。
高压涡轮转叶工作温度已经接近或超过金属熔点（高温合金镍基熔点为 1455℃），高速旋转时叶片所受的离心力万倍于自重，因此高涡转叶需要极佳的热阻及热力稳定性。
金属材料高温状态下内部晶界成为薄弱位置，因此，为提升热力稳定性，高涡转叶从常规凝固等轴晶粒显微组织（工作温度在 800℃），升级为定向凝固技术，使合金的结晶方向平行于叶片主应力轴方向，基本消除垂直于应力轴的横向晶界，提升合金塑性及热疲劳性能，工作温度提升约 200℃。
随着合金凝固理论的进步，上世纪 70 年代，完全消除晶界的单晶叶片完成试制，热力稳定性有明显提升，合金叶片热强性能进一步提升至 1050℃。目前，高温合金单晶叶片为军民用航空发动机高涡转子装机选用的主流。
在定向凝固合金基础上发展出的完全消除晶界的单晶高温合金，使合金热强性能进一步提高。现代航空发动机涡轮转动叶片一般采用单晶合金，而导向叶片一般采用定向或单晶高温合金。20 世纪 70 年代以来，由于合金化理论和热处理工艺的突破，单晶合金相继出现承温能力分别提高 30℃的第一代至第四代单晶合金。
单晶叶片制备的技术要点是保证实现指定取向（通常为叶片高速旋转时所受离心力方向）且无铸造缺陷的单晶体，工业上通常采用选晶或籽晶技术制备高温合金单晶叶片。单晶铸造属于定向凝固中特殊的形式，使用设备类似，主要是在晶粒生长筛选及控制方面存在一定差异。
随着航空发动机涡轮前温度逐渐升高至接近高温合金熔点，必须采取有效的热防护措施，包括：采取热障涂层的热屏蔽及引气降温的主动冷却方式。
目前，航空发动机涡轮叶片大都采用内部引气冷却方式，通过不断改进叶片内部的冷却通道结构，实现冷气对流、冲击、气膜、发散、层板等单一或复合冷却方式，21 世纪初研制的双层壁冷空心叶片，可较大提高叶片的冷却效果。
目前通过熔模精铸加工的涡轮叶片内部复杂气冷通道可实现 350-400℃的温降，被认为是人类目前所能设计制造的最复杂的单体零件。
由于实际工作温度已接近或超过合金熔点，高涡转叶必须采用特殊的热阻技术。
热障涂层（TBC）是采用耐高温、低导热的陶瓷材料涂覆在涡轮叶片表面形成涂层，以降低高温环境下涡轮叶片表面温度的一种热防护技术。
目前，航空发动机高涡叶片主要采用氧化锆基陶瓷（YSZ）热障涂层，不同的使用部位和厚度的情况下，可以使材料承受的温度提高 50-150℃。国内军机 YSZ 涂层主要采用等离子喷涂工艺，电子束物理气相沉积 (EB-PVD)技术亦得到发展及应用。
航空发动机涡轮叶片除具备复杂的外形气动轮廓，内腔复杂的冷却气路更极大地增加了制造难度。目前熔模铸造为制造航空发动机涡轮单晶叶片的唯一工艺。型壳型芯制造直接决定单晶叶片轮廓及叶身内腔的最终形貌及尺寸精度，并且间接影响单晶晶粒的筛选及生长，对单晶合格率影响巨大。
随着航空发动机推力等级提升，其热端及近热端（压气机末级）零部件的服役温度及高温稳定性要求越来越严苛，热端部件广泛使用的高温合金性能要求相应越来越高。
提高高温合金高温性能的主要冶金途径就是不断提高其强化元素含量，若采用传统铸锭冶金工艺，由于强化元素熔点较高，冷却速度慢，合金中会存在严重元素偏析，组织不均匀，性能不稳定，并且热加工性能差，生产大型零件困难。因此，航空发动机热端及近热端转子盘等关键重要零件均采用粉末高温合金成形。
先进高温合金粉末盘通常采用热等静压或热挤压工艺制坯，再通过等温锻造工艺进行成形。热等静压工序是将粉末密封置于各向同等的压力下，同时施以高温，使粉末在高温高压作用下得以烧结及致密化。由于热等静压不涉及制件内部粉体变形破碎及再结晶重组，存在部分粉末间未充分冶金结合（即原始颗粒边界缺陷），因此热等静压后的粉末制件还需进行热挤压，使粉末颗粒受到强烈的剪切变形，再通过再结晶形成具有较好力学性能的细晶组织。
部分热挤压后的粉末制件还需进行锻造，最终成形过程中进一步消除缺陷，改善制件组织及性能。
从 20 世纪 40 年代开始，高温合金的耐温能力逐渐提升，尤其是在 20 世纪 40—50 年代，锻造高温合金的耐温能力提升明显，之后处于缓慢提升期，基本上每 10 年增加约 35℃。
目前，高温合金的耐温极限维持在 1100℃ 附近，而陶瓷基复合材料的应用将发动机部件的耐温能力提升至 1200～1350℃，并且陶瓷基复合材料构件质量通常为镍基高温合金构件质量的 1/4～1/3，不仅可以通过提高构件的工作温度提高燃油经济性，还可以通过减轻质量实现燃油经济性的提高。
陶瓷基复合材料按照“中温中载”、“高温中载”到“高温高载”的顺序逐渐在发动机尾喷口、燃烧室及涡轮静子、涡轮转子位置实现应用。
航空发动机用陶瓷基复合材料目前主要包含两大类：
一类是碳化硅纤维增强的碳化硅基复合材料（SiC/SiC 复合材料），包括衍生出的 SiBCN、SiCN 基复合材料等；另一类是氧化物纤维增强的氧化物基复合材料（OX/OX 复合材料），主要是氧化铝纤维增强的氧化铝基复合材料。
SiC/SiC 复合材料主要特点是密度低（密度为 2.1-2.8g/cm3）、耐高温（1200～1350℃可长时使用），主要应用于发动机高温热端部件，如燃烧室、高/低压涡轮等；OX/OX 复合材料长时耐温能力约为 1150℃，略低于前者，其密度通常在 2.5-2.8g/cm3，其与 SiC/SiC 复合 材料相比的优势之一是成本相对较低，主要应用于发动机的喷管及小型发动机的高温部位。
SiC/SiC 复合材料的主要制备工艺包括化学气相渗透（CVI）工艺、聚合物浸渍裂解（PIP）工艺及熔融渗硅（MI）工艺；OX/OX 复合材料的主要制备工艺包括浆料浸渍法与溶胶-凝胶法。
低压涡轮：高温合金整铸件与精铸耐高温低涡叶片
低压涡轮是利用高压涡轮后的高速高压燃气，充分膨胀，冲击低涡转子带动风扇增压级旋转做功的装置。低压涡轮主要结构与高压涡轮近似，但大涵道比涡扇发动机由于需驱动风扇产生主要推力，低涡级数及尺寸偏大。
低压涡轮机匣采用高温合金环锻件机加。涡轮后机匣作为发动机主安装节，采用大型高温合金铸件。
低涡转子前端叶片由于温度过高，主要采用单晶或定向凝固高温合金叶片，后端叶片（一般为大涵道比涡扇）主要采用高温合金常规精铸叶片。
低涡盘主要采用变形高温合金锻造后机加。由于大涵道比航空发动机低涡单元体尺寸较大，为控制重量，正探索使用轻质的 TiAl 金属间化合物合金替代生产低涡叶片，目前 GE90 及 GEnx 等大涵道比宽体客机发动机已装机使用。同时，低涡盘也探索替代使用 GH4065 新型高性能高温合金，及轻质 Ti2AlNb 金属间化合物。
加力燃烧室及尾喷口：耐高温、可调节，机动性主要结构保证
加力燃烧室可以在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气（还可以从外涵道引入空气）再次燃烧，以进一步提高燃气温度及速度。战斗机等超声速飞机中，加力燃烧室在发动机上广泛使用。
加力燃烧室结构简单，主要由扩压器、点火装置、火焰稳定器、喷嘴和加力输油总管，加力燃烧室壳体等组成。军用涡扇发动机加力燃烧室中扩压器一般采用截锥形式，火焰稳定器一般采用 V 型槽式径向结构，主要为高温合金钣金件或锻件焊接加工。
尾喷口的主要功能有两个，首先是将从涡轮或者加力燃烧室流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热能变为动能，以很大的速度从喷口排除，产生反作用推力；其次是通过调节喷管临界界面积改变发动机的工作状态，调节喷管方向实现推力变向。
除此之外，部分喷管还带反推力装置，可以改变推力方向，缩短落地距离。常见的尾喷口有固定的收敛喷管、可变出口界面的收敛喷管、固定的收敛-扩散喷管和可调收敛-扩张喷管。
其中调节片由于承受尾焰灼烧，目前多采用铸造高温合金制成，并替代使用陶瓷基复合材料，同时由于发动机尾喷口处温升显著，为降低红外可探测性，发动机尾喷口多采用红外隐身涂层涂覆。
控制系统：成附件组成，体系化配套
发动机控制系统从 20 世纪 40 年代简单的机械液压燃油控制系统，经历初始阶段、成长阶段、电子阶段、综合阶段等 4 个过程，现已发展到用于所有燃气涡轮发动机的全权限数字电子控制系统(FADEC)。航发控制系统由电子控制器 EEC（类似大脑）、各执行机构（类似肌肉）和传感器（类似感受器官）组成。
发动机控制系统按控制模块有：主燃油控制系统，包括燃油增压泵、燃油分配器、燃油计量、伺服燃油加热、点火激励器、电源、点火电嘴、机械液压结构以及各式传感器等；加力燃油控制系统，包括加力燃油计量、尾喷口液压作动机构等；喷管控制系统，包括可调静叶分系统的作动机构和级间放气的放气活门等；发动机状 态监视系统等。发动机控制系统各模块由电子控制器 EEC 集成控制。（报告来源：远瞻智库）
航空发动机原材料：钛合金及高温合金为主，新一代材料逐渐推广
航空发动机主要原材料包括：钛合金、镍基高温合金、特种钢及其他先进结构材料，如轻质纤维增强树脂基复合材料及耐高温陶瓷基复合材料等，其中钛合金质量约占 25%，镍基高温合金约占 45%，特种钢约占 15%， 其他先进结构材料约占 15%。
航空发动机燃烧室前的冷端转动部件，除传动系统及具有较高抗扭剪切强度要求的轴（颈）采用特种钢外，其他的盘、叶、轴主要采用钛合金制成；冷端静子件中风扇及低压压气机机匣可选用轻质高强的碳纤维增强复合材料或高强铝合金，其余除承力机匣为钛合金铸造外，主要为钛合金环锻件。
随着航空发动机压气机压比、温升及涡轮进口温度不断提高，靠近燃烧室的冷端部件逐渐采用高温合金或耐热钛合金替代。
航空发动机燃烧室后的热端部件，由于工作环境温度较高，几乎全部采用高温合金制成，目前具有更高耐温能力的陶瓷基复合材料和轻质耐高温 Ti-Al/Ti-Al-Nb 系金属间化合物正逐渐推广应用，对高温合金形成替代。
航空发动机用钛合金主要为近 α（TA）及 α+β（TC）钛合金。我国在航空发动机上使用的工作温度在 400℃ 以下的高温钛合金主要有 TC4，TC17，应用于发动机工作温度较低的风扇叶片和压气机第 1，2 级叶片，TC6 的用量较少，主要用于发动机紧固件。
500℃左右工作的高温钛合金有 TC11，TA15 和 TA7 合金，其中 TC11 是我国目前航空发动机上用量最大的钛合金，大量应用于我国 WP13，WP14，WS11 等第 2 代航空发动机的高压压气机叶片和盘。
航空发动机用高温合金主要有铸造（K）及变形（GH）高温合金，变形高温合金牌号包括 GH4169、GH5188、GH536、GH909 等，铸造高温合金牌号包括 K417、K4169 等，其中 GH4169 使用历史最悠久、应用范围最广，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。目前，在美国航空航天领域，IN718(GH4169)仍为应用最为广泛的高温合金，但正逐渐被更先进的 718Plus （GH4169D）和 U720Li（GH4720Li）所取代，而更新一代的 Rene65（GH4065）也已开始在新一代航发中批量应用。
随着航空发动机热端工作温度的持续升高（达到 1400℃），高温合金材料的使用潜力已逐渐挖尽，替代的 CMC-SiC 正引起高度的关注。
CMC-SiC 兼具金属材料、陶瓷材料和碳材料的优点，具有材料结构一体化和多尺度特征，综合性能优异，是目前应用最成功的轻质高温结构复合材料，耐温温度可达 1600℃，可用于发动机燃烧、涡轮和喷管等热端部件，被普遍视为发动机高温结构材料的技术制高点。
一代材料、一代航空，先进材料的研制应用是航空装备升级换代的基础，航空发动机原材料及主要加工工艺已发展到第四代，目前重点研制应用的高温钛合金、粉末合金、氧化物弥散强化高温合金及复合冷却空心单晶叶片等材料已成为支撑新一代航空发动机更大推力、更长寿命、更经济性发展的重要支撑，下一代的 TiAl 系金属间化合物、新型高温合金、CMC-SiC 及高代次单晶、粉末合金有望奠定下一代航空动力的发展。（报告来源：远瞻智库）
航发产业链各典型零部件、原材料价值量分拆
航发各典型零部件价值量分拆
目前战斗机主流配装小涵道比带加力涡扇发动机，运输机则多配装大涵道比涡扇发动机。
根据前瞻产业院整理的不同构型涡扇航空发动机功能部件的价值构成，可以发现：小涵道比带加力涡扇发动机，由于加力燃烧室+收敛可调式尾喷机构较为复杂、结构占比大、采用高温合金材质且需进行特殊热防护处理，其价值量占比较高；大涵道比涡扇航发无加力及尾喷口调节控制机构，因此整机控制系统价值量占比相对较低；
小涵道比涡扇航发涵道比小，风扇结构尺寸小，风扇叶片可采用常规的精锻工艺，风扇部件价值量占比相应较低；小涵道比涡扇航发推重比明显大于大涵道比，其冷端部件的耐高温性能要求更高，因此小涵道比涡扇的压气机价值量占比相对较高；小涵道比航空发动机需依靠尾喷口排出的高速燃气驱动（无需涡轮充分膨胀），因此其低涡级数一般较少，低涡部件的价值量占比则相对较低。小涵道比涡扇的装配价值占比低于大涵道比，则是因为大涵道比的转静子级数更多，装配关系及约束更多，相应的工时及难度较大。
从结构部件价值构成，可以发现：大涵道比涡扇发动机的叶片价值量占比较高，主要因为其压气机及涡轮级数相对较高，叶片数量规模更大；盘轴件的价值占比相近，则是小涵道比转子级数少及材料性能要求高的综合影响；大涵道比涡扇的机匣及外部配件价值量占比更大，则多为尺寸效应导致的用材及制造难度增大所致。
直升机用的涡轴航发按功能及结构部件进行价值展开，可以看出：由于涡轴的压气机多采用轴流+离心式结构，相对于涡扇航发的轴流式压气机级数较少，压气机价值量占比较低；涡轴航发中控制及附件传动系统价值量占比更高，与涡轴减速传动结构及其整机价格规模相对较低有关。涡桨航发与涡轴结构类似，价值分布也较为一致。
根据测算的十四五及十五五期间不同构型航发整机采购总额，根据战斗机涡扇、运输机涡扇及涡轴涡桨的典型结构价值量分拆，可以得到航发各典型结构件十四五及十五五期间的市场空间，可以发现：不考虑维修市场，航发赛道中市场最厚的分别为叶片（440 亿元）、框架（轴承腔）（418 亿元）、盘轴（418 亿元）及控制系统（328 亿元）等。
航发维修及原材料价值量分拆
航空发动机在全寿命周期内，一般会发生 3 次到期大修及若干次视情维修，出现异常故障，还需进行排故维修。
发动机修理费用中 59%用于发动机大修及部件级维修，41%用于零件级维修。费用中用于发动机大修费用中约 50%用于换件修理。
由于航发服役过程中，热端部件承受高温高载作用而更易发生损伤失效，因此航发的热端部件使用寿命仅为冷端部件的 1/3-1/2，也因此，在修理的发动机零部件中，热端部件的维修更换量占总维修换件的 70%。
按照发动机的整机成本构成进行价值量分拆，成本组成中原材料占一半，按材料类型再细分，高温合金价值量占 20%，钛合金价值量占 15%，未来 5 年及 10 年，整机交付所需的高温合金及钛合金航发需求可分别达到 253 / 532、190/ 399 亿元。
考虑到航发型号运营阶段的维修需求 70%在热端部件，而热端部件主要由高温合金制造加工，因此维修带来的高温合金需求提升可能更大。
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