目前，常规航空燃气涡轮发动机已经达到了相当高的技术水平，并呈现出加速发展的态势。今后发展的重点在于经济可承受性。各种新概念和新能源发动机也正在探索之中。本文指出了航空发动机的发展现状趋势，分析了航空发动机研究和发展工作的特点，找出我国的差距，并提出相应对策。
1航空发动机的发展现状和趋势
1.1产品现状
以下这些数据反映了半个多世纪以来航空涡轮发动机技术取得的主要进步：
· 服役的战斗机发动机推重比从2提高到10左右；
· 民用高涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，起飞耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN·h)下降到0.35~0.40 kg/(daN·h), 噪声下降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0.01~0.50/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.020/1 000发动机飞行小时,民用发动机航班准点率超过99.95%。发动机使用寿命倍增。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000个战术空军（TAC）循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2000h，冷端零件寿命4000h；民用发动机热端部件寿命达到7000~10000 h，整机的机上不拆卸寿命15000~16000h，最长超过40000h。
下面对战斗机、运输机和直升机三类发动机介绍目前国外产品研制状况和发展趋势。
（1）战斗机发动机
具有超声速垂直起飞短距着陆能力的联合攻击战斗机JSF的动力装置的研制工作正在进行之中。普·惠公司于2001年获得工程和制造研制合同，研制推力为17760daN的F135主推进发动机，罗·罗公司负责研制升力风扇。通用电气公司和罗·罗公司获得F136的先期系统研制和验证合同，作为F135的替换发动机。如果进展顺利, 预计将于2012年投入使用。
战斗机发动机循环参数的发展趋势如表1所示。
表1 战斗机发动机循环参数的发展趋势 参数 | 第三代 | 第四代 | 第五代 | 总压比 | 22~32 | 25~35 | 25~40 | 涡轮前温度（K） | 1540~1750 | 1800~1950 | 2000~2200 | 涵道比 | 0.3~1.1 | 0.2~0.5 | 0.15~0.35 |
（2）运输机发动机
普·惠公司正在研制下一代民用涡扇发动机发动机PW8000。这种齿轮传动涡扇发动机的推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率将比目前最先进的发动机下降9%，噪声将比ICAO的第三阶段标准低30dB。运输机发动机循环参数的发展趋势如表2所示。 表2 运输机发动机循环参数的发展趋势 参 数 | 70和80年代 | 90年代 | 21世纪初 | 涵道比 | 4~5 | 6~9 | 10~15 | 风扇压比 | 1.7 | 1.5~1.6 | 1.3~1.4 | 总增压比 | 25~30 | 38~45 | 50~75 | 涡轮前温度（K） | 1500~1570 | 1570~1800 | 1850~2100 |
目前，正准备利用IHPTET计划第一阶段和第二阶段的成果发展用于"黑鹰"/"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JTAGG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。
涡轴发动机循环参数的发展趋势如表3所示。
表3 涡轴发动机循环参数的发展趋势 参 数 | 第三代 | 第四代 | 第五代 | 总压比 | 8~14 | 13~15 | 16~26 | 涡轮前温度（K） | 1270~1370 | 1400~1500 | 1500~1850 |
1.2 技术发展趋势
自1988年开始实施的美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划到2005年已基本完成，经历18年，耗资约60亿美元，其技术发展的目标和预期的效益如表4所示。
表4 IHPTET计划的目标和效益 发动机用途 | 目标 | 效益 | 战斗机/攻击机用 | · 推重比提高100% · 油耗降低40% · 成本降低35% · 低信号特征 | · M＞3持续飞行能力 · 装备超音速垂直/短距起落飞机 · 航程/续航时间/有效载荷比F-14/A-6提高100% · 提高生存力 | 直升机用 | · 功率重量比提高120% · 油耗降低40% · 成本降低35% | · 航程和有效载荷比CH-47提高100% | 巡航导弹用 | · 单位推力提高100% · 油耗降低40% · 成本降低60% · 零件数量减少 | · 空射巡航导弹具有洲际航程 · 高速飞行达M4 | 运输机用 | · 油耗降低30% · 零件数量减少 · 成本降低35% | · 增大航程和有效载荷 · 延长寿命 · 改善维修性 |
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。民用发动机方面有GE90、GP7000、PW4084、PW6000、PW8000、CFM56-7、AE3007和FJ44等，军用发动机方面有F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110。
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之比。
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。对于不同的发动机有不同的目标，如表5所示。
表5 VAATE计划对于不同发动机机种的目标（以2000年的技术为基准） | | 战斗机涡扇 | 运输机涡扇 | 小型涡扇 | 涡 轴 | 一次使用涡喷 | 推（功）重比 | +210% | +40% | +120% | +120% | +140% | 耗油率 | -25% | -20% | -33% | -40% | -30% | 成本 | -64% | -32% | -62% | -35% | -65% | 经济可承受性 | 11.5倍 | 2.6倍 | 8.9倍 | 5.5倍 | 10.0倍 |
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经济可承受性提高到10倍的目标，即通用核心机、耐久性和智能发动机。
由于实施了技术发展计划，才有表6所示的新技术不断涌现。
表6 航空燃气涡轮发动机的不断涌现的新技术 年 代 | 40年代 | 50年代 | 60年代 | 70年代 | 80~90年代 | 21世纪10~20年代 | 机 种 | 涡 喷 | 涡喷、涡桨、涡轴 | 涡喷、涡桨 涡轴、涡扇 | 涡喷、涡桨 涡轴、涡扇 | 涡喷、涡桨 涡轴、涡扇 | 涡喷、涡桨 涡轴、涡扇 | 新 技 术 | 轴流式压气机 双转子 双位喷管 模拟高空试验 | 可调静子 马赫数3 气冷涡轮 加力燃烧室 钛合金 | 多设计点 加力涡扇 跨声速压气机 环管燃烧室 轻重量设计 可调喷管 进/发匹配 V/STOL 断裂力学 镍基合金 航改燃机 核心机途径 | 高推重比(8) 高涵道比（4~8） 宽弦叶片 环形燃烧室 三转子结构 结构完整性 数字电子控制 低温复合材料 定向凝固涡轮叶片 粉末冶金涡轮盘 单元体结构 视情维修 加速任务试验 | 超声速巡航 计算流体力学 空心风扇叶片 整体叶盘 双级燃烧室 对转涡轮转子 单晶涡轮叶片 隔热涂层 矢量喷管 全权数字电子控制 低温复合材料 低应力陶瓷 CAD/CAM 寿命期成本循环优化设计 部件级数值仿真设计 | 超高推重比(20) 超高涵道比（10~15） 超声速STOVL 变循环发动机 智能发动机 超微型发动机 主动流动控制 多电发动机 多点燃油喷嘴 无盘转子 HCF设计技术 金属间化合物 高温复合材料 陶瓷和碳碳材料 飞行-推进综合控制 高温燃料 自动预诊断和状态管理 推进系统数值仿真设计 经济承受性设计 |
除传统燃气涡轮发动机外，正在研究中的有前途的非传统新型发动机主要有以微机电技术为基础的超微型无人机用涡轮发动机、脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、多（全）电发动机以及各种新能源动力。
为解决石油资源枯竭和环境污染问题，满足某些特种航空器（如高空长航时无人机）的需要，人们多年来一直在航空动力探索利用新能源，其中主要有太阳能、液氢、燃料电池、微波能和核能动力。
随着IHPTET计划和后续的VAATE计划的实现以及其它相关研究计划的完成，预计在21世纪30年代以前可能出现以下新型航空发动机。
· 2010年 涵道比10~15的超高涵道比涡扇发动机，总增压比50~60，耗油率比上个世纪90年代中期的发动机低10~15%；以微机电技术为基础的超微型涡轮发动机；高超声速巡航导弹用的脉冲爆震发动机和超燃冲压发动机；无人机用的太阳能动力和燃料电池动力。
· 2015年 先进超音速短距起飞垂直着陆战斗机JSF，其主推进装置将是应用IHPTET计划成果的F119的改进型；涵道比15~20的超高涵道比涡扇发动机，总增压比60~75，耗油率比90年代中期发动机下降18~20%；多（全）电发动机。
· 2020年 推重比15~20的战斗机发动机，实现M>3的不加力持续巡航；经济和环境可接受的第二代超音速民航机。
· 2025~2030年 推重比超过20的战斗机发动机，与F119相比，耗油率降低25%，全寿命期成本降低64%，能力/成本指数为11.5倍；高超声速航空、跨大气层飞行器和可重复使用天地间往返运输系统的推进系统。
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发表于 2006-11-16 12:37:32
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