主题：【原创】关于可不可以用两弹一星的精神和投入来发展航空发动 -- 桃子甜

涡喷发动机的出现实现了超音速飞行，使飞机性能产生了质的飞跃；低涵道比涡扇发动机的高推力和低油耗特性改变了航空业的面貌；高涵道比和高推重比发动机使飞机的发展达到新高潮。这些发动机的发展都基于新技术的进展

纵观整个航空发展历史， 推进技术在很大程度上决定着飞机的发展和进步，没有先进的推进技术，飞行器技术也很难会有新的突破。

活塞发动机完成首次动力飞行

1903年，莱特兄弟将一台四缸直列式水冷发动机改装后用到他们的飞机上，完成了世界上首次持续、可操纵的载人动力飞行。这台发动机的功率只有9.7千瓦，重量为77千克，功重比为0.13千瓦/千克。

二战期间，活塞式发动机得到较大发展，最大功率达到3500千瓦,耗油率减到0.28千克/千瓦·小时，功重比为2。

但是，活塞式发动机对提高飞机飞行速度有很大限制。因为推进飞机前进的功率与飞行速度的三次方成正比，当飞行速度增大后，空气作用在桨叶叶尖的相对速度大大提高，超出音速很多，使桨叶效率大大降低。为了得到足够拉力，发动机功率要大幅提升，而活塞式发动机无法满足提高功率的要求。因此，以活塞式发动机作动力的飞机，飞行速度不可能接近音速，更不可能超过音速。

涡喷发动机使飞机达到超音速

二战中、后期，国外开始研制涡喷发动机，但真正用于飞机却是40年代末期。

涡喷发动机使飞机性能得到质的飞跃，它产生的推力能使战斗机克服高速飞行时的极大阻力，使飞行速度接近音速甚至超过音速，特别是带加力燃烧室后，其飞行速度达M2以上。此后，新研制的战斗机均以涡喷发动机为动力。

与此同时，涡喷发动机也被用于客机。1952年世界上第一架喷气式客机英国的"慧星"投入使用，它标志着新一代客机的诞生。与以活塞式发动机客机相比，新一代客机具有载客量大、飞行速度高、飞行高度增大、航程远和采用增压客舱等特点。

1958年前后，装涡喷发动机的美国的波音707、前苏联的图-104大型喷气式客机投入使用。20世纪60年代末，装涡喷发动机的巡航速度达到音速两倍的前苏联的图-144、英法的"协和"超音速客机先后投入试飞，这表明涡喷发动机也能使大型客机的飞行速度大大超过音速。

低涵道比涡扇发动机带来飞机性能的飞跃

20世纪60年代初，民用航空业发展很快，市场上不仅需要高载荷、长航程飞机，也需要高效率、短航程的飞机，相对应的是要求发动机耗油低，推力大，这导致了低涵道比涡扇发动机研制。

这种发动机由于其空气流量增大，喷射速度低，亚音速飞行时推进效率高，其起飞推力比其前一代涡喷发动机的增大约20%，耗油率降低约30%，因而逐步取代涡喷发动机。最早投入使用的是英国的康维发动机，接着美国研制出JT3D和CJ805涡扇发动机、前苏联研制出HK-8涡扇发动机。

这种发动机首先用在民用飞机上，有些原采用涡喷发动机为动力的客机，也换装了涡扇发动机，如波音707，原装有4台JT3C涡喷发动机，后来改成了装JT3D,这是第一代涡扇发动机。

随后低涵道比涡扇发动机用在军用飞机上，比较有代表性的发动机是美国的TF30和英国的斯贝，这几种发动机的推重比一般为5左右。

涡扇发动机是世界航空发动机技术的一大飞跃，它的出现改变了航空业的面貌。

高涵道比/推重比发动机再创辉煌

20世纪60年代末，大型民用飞机市场需求不断扩大，飞机制造商开始研制宽机身飞机，并要求大幅度提高发动机推力。为此，美、英开始研制高涵道比（5以上）、高总压比(25左右)和高涡轮进口温度(1600k～1650k)的所谓"三高"涡扇发动机。

这一代发动机的推力比第一代涡扇发动机要增加50%，耗油率则降低20% 。其代表机种有美国普惠公司的JT9D和GE公司的CF6以及英国罗-罗公司的RB211。这三种发动机都在70年代中期投入使用，其改型现在仍在使用中。

与此同时，美、英等国研制了推重比8一级的军用涡扇发动机，如美国的F100、F110、F404和欧洲的RB199。目前，这些发动机及其改型仍是美国和欧洲的主力战斗机的动力装置。高涵比/高推重比涡扇发动机研制成功使军民用飞机的发展达到了高峰期。

20世纪90年代，波音公司提出用5年时间发展一种新型的、能飞任何航线的双发大型客机波音777，这种客机要求所用发动机不仅推力大(363～445千牛)，而且要有高的可靠性。

世界三家航空发动机公司分别用4年多时间研制出了高涵道比涡扇发动机GE90、PW4084、遄达800。由于波音公司及时地获得了所需的发动机，波音777按原定计划于1995年6月投入营运，取得了极大成功。

波音777投入使用后，空中客车公司开始研制运载500余人的4发大型客机A380。为此，GE/普惠和罗-罗分别在研制GP7000和遄达900发动机，目前，这两种发动机仍处于研制阶段。另外，波音公司正打算研制250座级的波音7E7飞机，为此，GE公司也计划为该飞机研制新发动机。

在军用方面，从20世纪80年代中期起，发动机公司开始研制推重比10一级的军用发动机，经过 10余年努力，普惠公司为F-22研制了F119，欧洲也研制了用于EF2000的EJ200和用于"台风"的M88。

对于21世纪的军用发动机，目前有2种发动机，一是以综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划第二阶段成果为基础研制用于JSF的F135和F136发动机，这种发动机将在2010～2015年投入使用。

二是以IHPTET计划第三和第四阶段成果为基础研制全新的发动机，这种发动机的推重比将达到25～30，涡轮前温度达2200～2250K，总压比达80～100。预计这种发动机将在2020～2030年投入使用。

涡轴/涡桨发动机"从大转小"

涡轴/涡桨发动机虽然用途完全不同，但其结构有许多相似之处。涡轴发动机取代活塞式发动机作为直升机的动力装置始于50年代。多年来，国外已发展了四代涡轴发动机，其功率范围大致有三种；298～447千瓦、596～1120千瓦和2980～3730千瓦。

比较先进的涡轴发动机有：TM319、RTM322、T800 和MTR390等。这些发动机都是20世纪80年代开始发展的，以后除发展一些改型外，基本上没有新的进展。

涡桨发动机自1953年英国罗-罗公司的达特发动机投入使用以来，它成为当时军、民用运输机和轰炸机的一种重要的动力装置，功率最大的是前苏联的HK12MB，功率达11000千瓦。

由于涡扇发动机的出现，涡桨发动机正在逐步退出大型运输机和轰炸机领域，但在中小型飞机领域仍在广泛应用。

非常规发动机异军突起

目前国外航空发动机研究部门和厂商还在积极探索性能更高、用途更广和经济性更好的非常规发动机。

桨扇发动机

桨扇发动机融合了涡桨发动机省油和涡扇发动机可在更高速度下巡航的优点，几乎成为10多年前取代涡扇发动机成为军民用运输机的主要动力装置。当时，美国GE公司在F404军用发动机核心机基础上研制了GE36无涵道桨扇发动机，并计划在1991年投入使用。美国艾利逊公司（现并入罗-罗公司）也在T701涡轴发动机基础上研制了功率达7650千瓦的578DX对转推进式桨扇发动机。以上两种发动机都完成地面试验和飞行试验，达到了预期目的。另外，前苏联、普惠、罗-罗和法国斯奈克玛也都开展了桨扇发动机研究工作。

桨扇发动机作为一种全新的动力装置，由于航空公司考虑到经济因素和其噪声大的桨叶不能被旅客所接受，因此，除乌克兰的D-27桨扇发动机投入小批量生产外，美国研制的几种桨扇发动机都没有进入实用阶段。

变循环发动机

变循环发动机是一种在起飞、加速和超音速飞行时以涡喷发动机模式工作，在亚音速巡航时又以涡扇发动机模式工作的发动机。自上世纪70年代中期开始，变循环发动机研究受到各国航空发动机公司的重视，被公认为是超音速运输机的理想动力装置。美国普惠和GE、英国罗-罗和法国斯奈克玛都研究变循环发动机，并选择了各种可行方案和进行了大量部件与台架试验，使变循环和变几何发动机技术日臻成熟。在众多的变循环发动机方案中只有GE公司的F120发动机最为成功。

脉冲爆震发动机

这是一种基于爆震燃烧的新概念发动机。与传统的航空发动机相比，它具有结构简单、尺寸小、适用范围广、成本低和可在零速度下使用等优点（详细情况见本刊2003年第1期）。

多电/全电发动机

这是一种以支撑发动机转子的主动磁性轴承和发动机轴上安装的内装式起动/发电机为核心，配以分布式电子控制系统，为发动机和飞机各个系统提供电能的航空发动机。其工作原理是：安装在发动机轴上的起动/发电机是一种集起动机和电机功能于一体的电机，在发动机稳定工作前作为电起动机工作，带动发动机转子到一定转速后喷油点火，当发动机进入稳定工作状态后，发动机反过来带动电机工作，以向飞机用电设备供电。

与常规发动机相比，由于取消了润滑系统和液压机械系统，因此，简化了结构、减轻了重量和减少零部件；磁性轴承能在高温下工作，可设计得靠近热端部件，使结构更紧凑；磁性轴承可控制发动机振动和叶尖间隔，同时还可避免常规发动机滑油带来的着火危险，因此更为安全和可靠；转子系统间无机械接触和润滑，因此维修方便。

美国和欧洲在上世纪90年代开始研究多电发动机，研究工作的重点是围绕磁性轴承开展的。美国将在IHPTET计划的第三阶段中验证磁性轴承，并将在一台验证机上进行试验；美空军也计划今年在一台发动机的高压轴上安装磁性轴承进行地面试验；欧洲在1998年启动用于航空发动机的磁性轴承研究计划。

推动发展的基础在于技术突破

为在航空发动机市场竞争中取得优势，美国和欧洲都在实施航空发动机研究和发展计划，如美国的IHPTE计划、欧洲的先进核心机军用发动机计划，其目标是验证21世纪的发动机的推重比达20、耗油率降低30%～40%和成本降低35%～60%的发动机技术。

另外，一些发动机公司也在实施发动机研究计划，以便通过这些计划将获得的新技术直接用于改进现役发动机和研制新发动机，如GE公司的TECH56计划和MTU/罗-罗的3E计划等。

风扇/压气机技术

风扇/压气机的设计从早期的二维和准三维已发展到现在的全三维设计。采用全三维设计程序使压气机的级压比从早期的1.1～1.2提高到1.454，研究中的达1.56～1.6。而使用中的风扇级压比达1.5～1.7，研究中的达2.2～3.2。提高级压比，就可提高总压比，这不仅可提高发动机性能，而且可减少压气机级数、简化结构和减轻重量。

欧洲包括罗-罗在内的4家制造商和4个大学研究的先进三维压气机转子叶片设计，能以较少的叶片排达到较高的压比，并为多级轴流压气机探索了先进的三维粘性稳定和非稳定方法。通过控制内流流场，特别是叶尖、端壁区和叶片排之间的相互影响，能使性能大为改善。

针对高涵道比涡扇发动机，国外发展了三代宽弦风扇叶片。

第一代用钛合金板料和蜂窝芯经过扩散钎焊制成宽弦无凸台风扇叶片。

第二代采用钛合金三层结构的超塑成形/扩散连接工艺制成，风扇叶片芯部采用三角形桁架结构，取代了第一代的内部蜂窝芯，这种三角形桁架结构不仅轻质，而且能承力，每片叶片重量比蜂窝芯叶片轻15%。

普惠公司在研究连续碳化硅纤维增强的钛基复合材料宽弦风扇叶片，称为第三代宽弦风扇叶片，它可使发动机风扇再减重约14%；GE公司在GE90上进行了高韧性环氧树脂复合材料宽弦实心风扇叶片的研究，这种叶片抗颤振性能、抗鸟撞能力和低噪音指标都达到适航证的合格标准。

近年来整体叶盘结构在风扇/压气机上得到广泛应用。这种结构是将叶片和盘采用电化学加工、电子束焊焊接或线性摩擦焊工艺加工成一体，省去常规的叶盘联接的榫头和榫槽，大大简化结构，使重量减轻约30%。

燃烧室技术

燃烧室经历了从早期的环管燃烧室到环形燃烧室再到短环形燃烧室的发展过程。由于发动机性能不断提高，燃烧室出口温度也在提高，其温升由现有的1100K左右提高到1350K～1450K。

为达到高的燃烧效率和均匀的温度分布，先进的燃烧室普遍采用：双旋流的空气雾化喷嘴或带旋流的预混喷嘴，如F120的燃烧室；具有三维紊流度的强旋流结构，如F119的燃烧室燃烧区；采用蒸发管的头部回流结构，如EJ200发动机的燃烧室。

研究中的多旋流器的头部方案，头部由三圈在周向错开排列的喷嘴和旋流器组成，这种方案的特点是长度短、出口温度分布均匀和所需冷却空气量少。

在冷却结构和耐热材料方面，浮壁和多斜孔结构已发展成熟，用Lamilloy多孔层板制造的火焰筒已得到试验验证；用陶瓷纤维或碳纤维增强的陶瓷复合材料和碳-碳复合材料正在试验用作火焰筒材料，其允许壁温能达到1750K。

就民用发动机而言，控制燃烧室的排放物，特别是NOx的排放的要求越来越严格。为此发动机制造商都在研究低污染的燃烧室。

GE公司研究了双环腔燃烧室，其NOx可降低30%以上，GE90采用双环腔燃烧室后，其NOx排放减少了40%。

普惠公司研究了前后分区的燃烧室用在V2500后,其NOx比采用常规燃烧室的V2500的低25%；罗-罗公司研究的"第5阶段"燃烧室技术可使NOx排放比1996年规定的标准低20%～30%。GE公司还在研究可使NOx再降低30%的单环腔低污染燃烧室。研究中的低污染燃烧室还有：分级燃烧室、贫油预混合/预蒸发燃烧室和富油燃烧/快速掺混/贫油燃烧燃烧室、变几何燃烧室等。

罗-罗、斯奈克玛和透博梅卡公司等在研究燃烧的计算流体动力学。通过这项研究建立燃烧过程的物理模型，以便了解燃烧过程的物理现象；对模型进行验证试验，并将试验结果与数字预测结果进行比较，所得研究结果可为燃烧室设计提供依据。

近来普惠公司在IHPTET

计划下又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的浮动瓦片和冲击气膜冷却技术。

SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层是一种强化技术，能防止瓦片腐蚀，提高瓦片承受高温的能力，延长瓦片寿命，冲击气膜冷却技术可使浮壁燃烧室在高温高油气比下工作，产生小的温度分布系数和好的温度剖面。

涡轮技术

上世纪60年代，涡轮进口温度约为1300K，主要采用简单的对流冷却技术；到70年代和80年代投产的推重比8一级的发动机，涡轮进口温度提高到1640K，其冷却方式主要是对流加冲击或对流加气膜，推重比10的发动机涡轮进口温度达1850～1950K，且高低压涡轮都为1级，其冷却方式为在常规金属上采用多通道强迫对流加气膜的复合冷技术，再加隔热层。

目前研究中的技术有普惠公司开发了简单冷却通道的"超冷"系统，GE公司开发了内部增强冷却的先进冷却技术，罗-罗公司开发了壁冷的温控系统，虽然工艺复杂，但是传热性能好，现已用于遄达800系列发动机的高压涡轮叶片上。

耐研磨封严装置将对未来航空发动机的效率、油耗、出口燃气温度和寿命期费用有重要影响。采用先进的高温涡轮封严技术可减少冷却空气量、发动机检查间隔和修理费用。

罗-罗和意大利费亚特公司等合作设计和制造了能承受1470K温度和寿命为36000小时的耐研磨的封严装置。

在涡轮气动设计方面的研究重点是复合弯扭叶片和无级间导向器的对转涡轮。

由于三维涡轮部件中复杂的传热问题、复杂的分离流和冷却方案，为此，研究如何提高涡轮端壁的热负荷和级负荷，以便获得先进的涡轮端壁和转子叶片的高气动热力负荷设计方法和技术，高作功能力和低摩阻叶型也是研究的重点。

另外，在涡轮材料方面，采用粉末冶金涡轮盘、涡轮叶片隔热层和抗氧化涂层以及单晶涡轮叶片都是近年发展的用于涡轮的新材料。金属间化合物涡轮叶片也是研究中的新材料，这种材料可以在减轻涡轮重量的条件下提高部件效率和耐温能力。

推力矢量喷管技术

美国军方和NASA从70年代开始就实施二元推力矢量喷管计划，GE和普惠公司也分别开展加力偏转喷管和二元收敛-扩散喷管研究。

目前已得到验证的技术有：低探测性的轴对称推力矢量喷管，其可探测性与二维收-扩式推力矢量喷管相似，但重量轻50%、成本低60%和零件数少300个；球面收敛调节片喷管在发动机上通过了地面验证，具有俯仰/偏航推力矢量和反推力功能，重量减轻20%。正在研究中的射流控制推力矢量喷管是其发展方向。

控制技术

早期发动机的控制系统均为液压机械式系统，其控制参数少。

现代航空发动机的控制参数增加，要求控制器有更大计算能力、逻辑功能和高的控制精度。因此，全权限数字式系统（FADEC）在发动机上得到广泛应用。

目前发展了三代FADEC。在第一和第二代的应用中，为保证可靠性，还采用了备份的机械系统。

F119上采用的第三代FADEC取消了机械备份系统。该系统可进行模块重构，对发动机进行故障诊断和处理，并能根据飞行状况确定发动机的最佳工作参数。

美国正在进行一项未来先进控制技术研究，目的是使控制系统实现小型化、综合化、高性能、高可靠性和低成本。

降低噪声技术

发动机的噪声主要有风扇/压气机噪声、涡轮和燃烧室噪声及喷气噪声。高涵道比发动机的噪声源主要是风扇。

目前，降低噪声的主要措施包括：降低叶尖切线速度、选择合适的转子叶片/静子叶片数和合适的间距；在发动机短舱上采用衰减声波的吸声材料；提高涵道比，使发动机排气速度和风扇叶尖速度降低；采用声学衬垫和长整流罩等。

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