航空发动机

spcliushuai · 发表于 2010-4-10 16:15:55

定义

　　航空发动机（aero-engine），为航空器提供飞行所需动力的发动机。

　　有3种类型：
　　①活塞式航空发动机。早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。
　　②燃气涡轮发动机。应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。
　　③冲压发动机。特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。
　　上述发动机均由大气中吸取空气作为燃料燃烧的氧化剂，故又称吸空气发动机。其他还有火箭发动机、脉冲发动机和航空电动机。火箭发动机燃料消耗太大，不适于长时间工作，仅用于短时间飞机加速（如起动加速器）。脉冲发动机主要用于低速靶机和航空模型飞机。由太阳电池驱动的航空电动机仅用于轻型飞机，尚处在试验阶段。

航空发动机发展史

　　1、活塞式发动机时期
　　●早期液冷发动机居主导地位很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
　　1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
　　以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架时法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的"斯佩德"战斗机。这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。
　　当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。
　　●两次世界大战之间的重要技术发明在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件；废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能；变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出；内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题；向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。
　　●从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普·惠公司先后发展出单排的"旋风"和"飓风"以及"黄蜂"和"大黄蜂"发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW/daN。到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到600~820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。
　　在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。其中比较著名的有普·惠公司的双排"双黄蜂"（(R-2800)和四排"巨黄蜂"(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW, 共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km/h。虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。这种发动机在航空史上占有特殊的地位。在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进是飞机之一，但未投入使用。莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司"快帆"314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29"空中堡垒"战略轰炸机。R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg/(kW·h)。1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1"海王星"飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。所以，它在许多战斗机上得到应用。例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。它在1935年11月在"飓风"战斗机上首次飞行时，功率达到708kW；1936年在"喷火"战斗机上飞行时，功率提高到783kW。这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km/h和750km/h。梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51"野马"战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。"野马"战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km/h，飞行高度为15000m。除具有当时最快的速度外，"野马"战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。到战争结束时，"野马"战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。在远东和太平洋战场上，由于"野马"战斗机的参战，才结束了日本"零"式战斗机的霸主地位。航空史学界把"野马"飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。
　　在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。
　　在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW左右，功率重量比从0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。
　　● 喷气时代的活塞式发动机在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。
　　美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km/h左右。一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。对发动机的要求为：功率为150 kW；耗油率0.22 kg/(kW·h)；满足未来的排放要求；制造和维修成本降低一半。到2000年，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW·h)。
　　2、燃气涡轮发动机时期
　　第二个时期从第二次设计大战结束至今。60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下（见表1），涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。
　　●涡喷/涡扇发动机英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。
　　世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架（包括非战斗损失）。英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗·罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。该发动机当年投入生产后即装备"流星"战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。
　　战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。 20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。
　　在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。到70年代初，用于"协和"超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。从此再没有重要的涡喷发动机问世。
　　涡扇发动机的发展是从民用发动机开始的。世界上第一台涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。
　　以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的"鬼怪"F-4M/K战斗机和美国的F111（后又用于F-14战斗机）。它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。它们装备目前在一线的第三战斗机，如F-15、F-16、F-18、"狂风"、米格-29和苏-27。目前，推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。它们包括美国的F-22/F119、西欧的EFA2000/EJ200和法国的"阵风"/M88。其中，F-22/F119具有第四代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于2010~2012年投入服役。
　　自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）涡扇发动机的推力超过35000daN。其中，通用电气公司GE90-115B在2003年2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。目前，普·惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。
　　●涡桨/涡轴发动机 1942年，英国开始研制世界上第一台涡桨发动机曼巴。该机装在海军"塘鹅"舰载反潜飞机上。以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。美国在1956年服役的涡桨发动机T56/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。它的功率范围为2580～4414 kW ，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-20"熊"式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg/（kW·h）。
　　最近西欧四国决定为欧洲中型军用运输机A400M研制TP400涡桨发动机。该发动机以法国的M88的核心机为基础，功率为7460kW,计划于2008年定型。
　　在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇（UDF）GE36曾进行了飞行试验。由于种种原因，只有俄罗斯和乌克兰的安-70/D-27进入工程研制并计划批生产装备部队。但因飞机技术老化、发动机噪声不符合欧洲标准和试验中发生的问题较多，最近俄乌双方作出放弃装备该机的决定。
　　从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322"超美洲豹"、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66"科曼奇"、PAH-2/HAP/HAC"虎"和卡-52。世界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20 t的货物。以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400 km/h的飞行速度上限，一下子提高到638 km/h。
　　目前，美国正准备利陆军计划利用高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划第一阶段和第二阶段的成果发展用于UH-60A"黑鹰"/AH-64A"阿帕奇"改进型的动力--共用发动机项目(CEP)。CEP的目标是耗油率减少25~30%，功重比提高60%，采购成本和维护成本最小减少20%，使直升机的航程增加60%或载荷增加70%，同时减少后勤服务和维护的负担。CEP项目的生产型发动机的功率限制在2240kW 。
　　为满足未来运输旋翼机（FTR）的动力需求，2004财年将开始一个利用IHPTET第二阶段和第三阶段技术的发动机验证计划。这种发动机的功率为7460kW，其工程和制造研制（EMD）将于2008到2010财年进行。预计FTR与现在的重型运输直升机相比,可使航程增加三倍，或载荷增加一倍。
　　航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明：
　　服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN·h)下降到0.55 kg/(daN·h), 噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。
　　服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW/daN。
　　发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用10年左右。
　　总之，60年来航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程（ETOPS）要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km/h的倾转旋翼机。同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基础。

[编辑本段]展望未来

　　发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。因此，世界上几个能独立研制先进航空发动机的国家无不将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防关键技术，给予大量的投资，保证发动机相对独立地领先发展，并严格禁止关键技术出口。一些航空发动机后起工业国家也已制订了重大的技术发展计划，试图建立独立研制或参与国际合作研制先进航空发动机的能力。为满足21世纪各种航空器发展的要求，航空发达国家从上世纪80年代末开始实施新的涡轮发动机技术发展计划，其目标是到2005～2008年掌握使发动机能力翻番的技术。所取得的阶段成果已经成功地用于一些在役发动机的改进改型和新型号研制，目前正处于最终目标的验证阶段。鉴于计划的成功实施和发动机对航空发展产生的重要作用，有的国家已经拟订了进一步的发动机技术发展计划。新计划在继续提高能力的同时更强调降低成本，其目标是从2006年到2015年使以发动机能力（推重比/耗油率）与全寿命期成本之比来度量的经济承受性提高到10倍。在高超声速推进方面，重点发展超声速燃烧冲压发动机和脉冲爆震波发动机，近期目标是实现M 4～8的导弹推进系统，远期目标是发展供高超声速有人驾驶飞机、跨大气层飞行器和低成本可重复使用的天地间往返运输系统的组合动力系统。其他一些新概念发动机和新能源发动机也在探索之中,如以微机电技术为基础的微型无人机用超微型涡轮发动机和多电发动机,以及液氢燃料、燃料电池、太阳能和微波能等新能源动力。
　　1、综合高性能涡轮发动机技术计划
　　1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
　　在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
　　这里着重介绍美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。计划总投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施，并已进入核心机的验证机试验阶段。下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
　　●第一阶段 军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。在它上面验证的主要新技术有：小展弦比后掠风扇、Alloy C阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、"超冷"涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管（SCFN，原定的第二阶段目标）。
　　●第二阶段 军方选通用电气公司/艾利逊预研公司联合组为主承包商，普拉特·惠特尼公司为备选承包商，以确保一家承包商失败时，技术仍能得到发展。艾利逊预研公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IHPTET计划第二阶段目标的XTC16/1A 和XTC16/1B核心机，提前4年达到第二阶段核心机目标。在这两台核心机上验证的新技术主要有：压气机整体叶环结构、Lamilloy"铸冷"涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800°C的γ钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。
　　通用电气公司/艾利逊预研公司联合组在1995～1996年试验了一种合作的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。于1998年开始试验在XTC76/2核心机的基础上组成的变循环验证机，该验证机上采用的新技术还有：先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。
　　普·惠公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型，XTE-66，属于第二阶段技术验证机，其推重比将比F119提高50%，达15~16。IHPTET计划第二阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129的带加力单位推力，它与F100-229相比有以下改进：转子级数减少5~6级；长度缩短40%；推重比从8提高到16；典型任务油耗下降1/3；成本降低20%~30%；改进隐身能力。
　　●第三阶段 第三阶段已经通过了应用基础研究和部件研究阶段，在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果，在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有：带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管（可分别降低重量和成本60%和25%）、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。
　　IHPTET计划实施以来，其成果已应用到许多军民用发动机的新型号研制和现有型号的改进改型上。在民用发动机方面有GE90、PW4084、CFM56-7、AE3007和FJ44, 在军用发动机方面有F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110。
　　2、通用、经济可承受的先进涡轮发动机计划
　　由于IHPTET计划在取得空中优势和商业竞争优势中的重要作用和已经取得的巨大成功，美国准备从2006年开始实施IHPTET计划的后继计划--VAATE计划，其指导思想是在提高性能的同时，更加强调降低成本。VAATE的总目标是，在2017年达到的技术水平使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分两个阶段进行。第一阶段到2010年，使经济可承受性提高到6倍；第二阶段到2017年使经济可承受性提高到10倍。
　　推进系统的经济可承受性的定义为能力与寿命期成本之比，其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。
　　VAATE计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机，而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。与IHPTET计划一样，VAATE计划仍由国防部主持，NASA、能源部和六家发动机制造商参与。其投资水平也与IHPTET计划相当，每年3亿多美元，由政府和发动机制造商均摊。VAATE计划将通过三个重点研究领域的相互配合来实现.

实验名称

　　航空发动机试验(aircraft engine test)

实验简介

　　利用专门的试验和测试设备检验发动机的性能、可靠性和耐久性。全台发动机的试验又称发动机试车。航空发动机是在高温、高压、高转速和高负荷等极为苛刻的条件下工作的。为了保证发动机及其系统的可靠工作，必须进行多种严格的试验。设计计算方法发展很快，但仍不可能把发动机实际工作中可能遇到的所有复杂情况都考虑进去，因此离开试验要研制出工作可靠、技术先进的航空发动机是不可能的。大量试验积累的经验与数据是改进设计和计算方法的重要基础。
　　在一台新型航空燃气涡轮发动机研制过程中，必须对大量的主要零、部件和系统进行试验，这类试验往往占总试验时间的90％以上。全台发动机的试验总时数可达2～4万小时。为了缩短试验周期，就需要消耗十几台甚至几十台同类型发动机。

试验设备

分为地面试验设备、高空模拟试验设备和飞行试验设备。
　　地面试验设备供航空发动机在地面条件下进行试验。地面试验设备主要由以下几部分组成：
　　① 试车间：又称试车台(见图)，主要由安装发动机的测力台架和进、排气系统组成。喷气发动机的测力台架应能精确测出推力；活塞式航空发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机的测力台架则应能精确测量扭矩。
　　② 操纵间:又称控制室。发动机试验时有100分贝以上的强烈噪声，还有一定的危险性，因此需要有单独的、能够隔音并有一定防护措施的控制室，供试验人员控制和监视发动机的工作。
　　③ 测试设备间：其中布置各种测试设备。
　　④ 试车台系统：包括控制系统、燃油控制系统、水电供应系统等。
　　高空模拟试验设备它的最大特点是有一个可以控制进气条件和环境压力、温度等参数的高空舱。被试验的发动机置于高空舱内，控制进气条件和舱内压力、温度，即可在地面模拟发动机在不同飞行高度和飞行速度下工作的环境，测取发动机性能并考核发动机及其系统的工作可靠性。
　　飞行试验设备又称飞行试验台。高空模拟试验设备不可能真实模拟所有飞行条件，因此还必须将发动机装在飞机上进行飞行试验。在试验用的飞机上安装完整的测试系统和记录系统，有时也可以用遥测系统将数据发回地面。供试验用的飞机多由大型轰炸机或运输机改装而成，它的优点是可以安装较多的测试设备，但缺点是飞行包线有限。
　　测试系统和数据处理系统测试系统由传感器、信号变换器、显示或自动记录设备等组成。它们之间可以用导线连接，有时需要采用遥测系统。发动机测试系统除有精确度要求外，还必须具有远距离传输测取信息并与计算机联机操作的能力。装在飞机上的测试装置，要求体积小并有承受大的过载和在各种环境条件下工作的能力。发动机试验中被测物理量种类繁多，有压力、温度、气流速度、燃油和空气流量、转速、推力或扭矩、应变和振动等。这些物理量分为稳态的（大小基本不随时间变化）和动态的（大小随时间变化）两类。后一类参数如高频脉动的压力、振动、应变等，需要用高频率响应的传感器测量，用示波器显示或磁带机记录，并用动态信号处理仪进行数据处理和分析。在发动机内不宜安装大量的传感器，因此需要利用非接触式测量方法（如激光、光学和 X射线）测量正在转动的零件与静止件间的间隙等。发动机试验，特别是调试试验，输出的信息量很大，可达1000条通道。这样大的信息量必须利用电子计算机按预先编制的程序进行自动化的数据采集和处理。

试验内容

　　按性质分为批生产发动机试验和研制发展中的发动机调整试验两大类。
　　批生产发动机试验每一台发动机都需要在地面试车台上进行工厂试车和检验试车。工厂试车的目的是磨合发动机，检验零件的加工和装配质量，并对发动机及其附件进行调整，使其达到设计性能。工厂试车后须对发动机进行分解检查，零、部件符合技术要求后方可再装配进行检验试车，否则便需要增加排除故障的附加工厂试车。检验试车的目的是在所有工作状态下检查发动机的工作情况。发动机性能合格和工作正常方可交付给用户。
　　除这两种试车外，对批生产发动机还有长期试车。长期试车有定期抽检的长期试车和不定期的工艺性试车（检验新工艺、新材料应用效果）。另外，延寿试车也是长期试车的一种。现代发动机的翻修寿命（见发动机寿命）长达数千小时，按翻修寿命进行长期试车耗费燃油和时间太多，因此发展了新的试车方法──等效试车，或称加速任务试车。这种试车方法能真实地模拟完成一个飞行任务过程中发动机各种工作状态的使用情况。等效试车应能模拟真实使用中的循环次数。等效试车还用增加大负荷状态下工作时间以缩短总工作时间的办法考验发动机的可靠性和耐久性。等效试车的试车时数比一般长期试车短，但零件损伤程度却与一般长期试车等效，这是长期试车的发展方向。
　　发动机的研制试验研制中的航空发动机需要经过长时间的试车，以便调整它的性能，考验它的可靠性和耐久性。但在长期试车前首先要进行地面台架试验，试验内容包括：
　　① 各部件性能及其相互间的匹配与全机性能的调试。在试验中测量航空发动机流程各主要截面上的气流参数和发动机性能参数。
　　② 强度检验试车：测量航空发动机振动，主要受热零件的温度和叶片、盘等大应力零件的应变。
　　③ 循环试验：在航空发动机起动、慢车到最大状态间反复作加、减速循环试验，以检验航空发动机零件的低周疲劳强度和密封件的磨损、转动件与相邻静止件的间隙变化。
　　④ 系统调整试验：包括对燃油调节器、起动点火系统、防喘和防冰系统、润滑冷却系统、压气机导流叶片和喷管等可调部件的调整试车。
　　⑤ 吞咽和吞烟试验：以一定速度向发动机投射飞鸟、砂石、冰雹等外来物，检查发动机的承受能力。模拟发射武器时烟气吞入发动机后发动机的工作状况。
　　⑥ 包容性试验：叶片在航空发动机最大转速下折断时，机匣应能将损坏物包容在发动机内。如果损坏物打穿机匣飞出发动机外，则可能造成飞机失火等灾难性事故。包容性试验就是检查机匣的这种包容能力。
　　⑦ 环境试验：检查航空发动机对高温、低温、高湿、暴雨等环境条件的适应性以及对发动机进口压力或温度畸变的适应能力。
　　研制中的航空发动机通过这些试验后再进行长期试车。试车方案与批生产发动机长期试车相同。
　　新研制的航空发动机除进行地面台架试车外，在进行飞行试验前还需要进行高空模拟试验。这种试验的优点是不受自然气候条件限制，可以安置更多测试设备。一台新研制的航空发动机往往要进行1000小时以上的高空模拟试验。高空模拟试验按模拟的程度不同又分以下三类。
　　连接式高空模拟试验：航空发动机与供气的管道直接连接。试验时只在发动机进口模拟与一定飞行高度和速度对应的进气压力和温度，舱内压力则保持与这一飞行高度的大气压力相等，设备的供气流量约比发动机进气的流量大10％～15％。在这种设备中可以进行发动机性能、各系统工作可靠性、低空高速飞行时发动机强度、高空发动机点火和燃烧稳定性、进气畸变和雷诺数影响等项试验。
　　自由射流高空模拟试验：在高空舱的进口装有产生超音速射流的收敛-扩散喷管。航空发动机和进气道在模拟超音速飞行条件下进行试验，检验发动机与进气道的相容性。这种设备的供气流量为发动机进气流量的2～4倍。控制超音速射流的方向可以模拟迎角和侧滑角的变化。
　　推进风洞实验：在大尺寸的风洞中对整个推进系统和飞行器有关部分（如部分机身或机翼）进行联合试验。推进风洞的供气流量为航空发动机进气流量的10～20倍。试验目的是研究推进系统与机体的相互干扰和推进系统的性能。推进风洞的设备庞大，试验的费用昂贵，所以航空发动机的高空模拟试验主要在前面两种设备上进行。
　　各种地面试验完成后进行飞行试验。飞行试验可在飞行台上进行，但飞行包线受试验使用的飞机的限制，因此还必须将航空发动机装在准备使用这种发动机的飞机上，按这种飞机的真实飞行任务在整个飞行包线内进行调整试飞。这是航空发动机调整试验的最后阶段。