航空发动机技术的发展

工作方式的严酷限制，主要是不能满足进一步提高飞行速度的要求。因为飞机要求的功率随飞行速度3次方增长，且活塞发动机重量也随功率3次方增长，则发动机重量随飞行速度的9次方增长，当飞行速度超过某限值后，发动机的重量将使飞机不能承受。例如，

重5吨的飞机，装500千瓦活塞发动机，可达600公里/小时飞行速度。如要求1000公里/小时飞行速度，则需要功率10000千瓦，发动机重量大于5吨，这是飞机不能承受的。实际上不仅发动机受限，螺旋桨高速飞行效率急遽下降也限制了速度的进一步提高。通常认为，以活塞式发动机为动力的飞机速度的极限约为800公里/小时。

为了能飞的更快，20世纪30年代末，英国人弗兰克·惠特尔和德国人汉斯·冯·奥海因在互不通信息的情况下，几乎同时发明了燃气涡轮喷气发动机。它没有活塞的往复运动，大大放开了对转速提高的限制；而它做功和产生推力的方式使它得以产生更大得多的推力而发动机不致很重。，

1939年8月27日，由德国人亨克尔设计的He-178飞机配装奥海因设计的涡轮喷气发动机，首次试飞成功。这是世界上第一架喷气式飞机（图1）。其发动机推力不到300Kg，推重比不到1.0。

喷气飞机的首次飞行速度就超过700公里/小时，几乎接近活塞发动机飞机的飞行速度极限，从此宣告了一个新的喷气航空时代的到来。此后不到10年的时间内飞机就突破了声障，实现了超声速飞行。

三.战斗机用发动机的发展

从40年代末到21世纪初，喷气战斗机动力大致经历了四次更新换代（表2）。战斗机对发动机的主要要求是：⑴推重比高：飞机轻，机动性好，由表1可见，发动机划代的一个主要指标是推重比；⑵耗油率低：对于四代机，要求具备不加力超音巡航能力；⑶允许飞机高机动飞行：发动机抗畸变能力强，具有推力矢量喷管；⑷隐身：红外；⑸可靠性，安全性好；⑹一次成本低，使用维修方便。

提高推重比的主要措施是：⑴提高每公斤空气流量的推力，为此提高涡轮前燃气温度（2000K）和加力燃烧室温度（2100～2200K），这是非常有效的。由表1可见，涡轮前燃气温度是划代的另一主要特征；⑵减重：采用先进结构，如整体叶盘，采用先进强度设计技术，实现等强度设计等；先进材料：轻但受力能力大，铝镁合金，钛合金，碳纤维复合材料；⑶先进部件气动设计。

航空动力装置综合性能的巨大进步是以系统和部件关键技术的突破为基础，整体而言具有多学科交叉、相互渗透、融合的性质。设计技术发展的主要趋势是精细化。下面将对主要关键技术作简要评述。

（1）结构完整性。航空发动机结构完整性涉及结构强度、振动、寿命及可靠性等方面，与气动热力学问题交叉，与材料和制造工艺密切相关。航空发动机结构完整性的作用和意义是要充分适应和满足发动机提高综合性能（推重比/功重比）以及提高安全性和可靠性的双重需求，既要保证和提高发动机使用功能和有效性，又要保证和提高发动机战备完好率和出勤率，并降低全寿命费用。通过实施发动机结构完整性大纲（ENSIP-Engine Structure-Integrity-Program）和一系列相关计划，美国取得了重要成果，大幅度降低了发动机各类事故的发生，提高了战备完好率和出勤率，提高了寿命，带来了显著的军事、经济和社会效益。

（2）风扇、压气机。追求高推重比是军用涡扇发动机重要的指标之一，小涵道比，高负荷、高风扇叶尖切线速度、低展弦比、高稠度、新的结构形式和材料（如大小叶片、整体叶盘结构）等是其基本特点。与风扇的情况不同，民用和军用发动机的高压压气机没有本质的区别。

（3）涡轮叶片冷却技术。提高涡轮前燃气温度不仅可提高发动机的推重比，而且配合增压比的提高也可提高发动机的热效率。在过去的60年里，涡轮前燃气温度提高了约880K，而在研的军用发动机的涡轮前燃气温度会面临超过2000K的恶劣环境。目前最好的单晶镍基合金的耐温水平也只有1144-1366K。为了解决这个矛盾，两项技术开发出来了，即叶片冷却技术和叶片表面热障涂层技术。在过去涡轮前燃气温度显著提升过程中，材料和加工制造技术的贡献约占30%，而70%的贡献来自先进的冷却技术和热障涂层技术，其中，冷却技术的贡献尤为显著。

（4）涡轮。航空燃气涡轮发动机涡轮部件在气动、冷却、寿命和可靠性、经济可承受性等指标方面不断取得突破。其主要技术是：对转，三维复杂造型技术、计及平静效应（calming）和时序效应（clocking）的非定常设计方法、先进热斑管理以及主动间隙控制等。

超单晶合金和耐高温复合材料，整体叶盘的高效加工和复杂冷却叶片精密制造，以及单元体紧凑结构设计等相关技术的发展保障了先进涡轮性能的实现，并为经济可承受的涡轮部件的产品化打下坚实的基础。

（5）控制系统。航空发动机有效、可靠、健康地工作，是依靠控制系统来实现的。现代航空发动机控制系统已是一个多变量、时变、非线性以及多功能的复杂系统，要求控制的参数越来越多。目前，最先进的PW-JSF F-119（F-135）发动机上采用了先进的多变量控制技术和可靠的故障诊断、隔离、重构的解析余度技术和健康管理技术，由全权限数字电子控制FADEC技术来实现。FADEC因具有极为突出的优势，已经成为国内外第4代军用发动机的标准控制技术。

（6）航空发动机数值仿真技术。随着计算流体力学、计算结构力学和计算机科学技术的迅速发展，用数值方法模拟发动机真实工作情况的多项计划已取得巨大进展。美国建立和实施的“推进系统数值仿真计划”（NPSS）已基本具备全三维、非定常、多组分化学反映和多学科耦合计算的能力。数值仿真技术的发展有效提高了发动机基础研究的水平，深化了对关键技术物理本质的认识，逐步降低了研制过程对大量试验的依赖，降低了研制成本和风险，对提升发动机研发能力有着非常重要的意义。但是，必须强调指出，由于某些基础科学问题（如湍流等）至今未得到根本解决，加之发动机工作情况和多学科耦合的极端复杂性，纯数值仿真技术仍不能作为独立使用的设计工具。设计技术仍在很大程度上依靠试验和经验，并以这些试验和经验数据为基础校验和发展设计软件，不能过分依靠数值计算。

（7）试验测量技术。试验和测量技术对于航空发动机的发展具有基础性的作用。低速大尺寸试验模拟技术对多级核心压气机和涡轮技术的发展都起了极其重要的作用。测量技术也有很大发展，高频压力传感器、高速转子内的微型无线信号传送技术、PIV、液晶和热像仪等测试技术的采用，以及大量非定常、三维场信息的获得，为提高发动机综合性能的研究提供了必不可少的试验数据支持。

四.民用大客机发动机的发展

民用大客机对发动机的要求与军机差别很大，各指标的相对重要性如下：

安全性、可靠性：非常高；经济可承受性：成本、价格：非常高；排放和噪音的要求不断提高。近年来绿色、低碳甚至已成主要诉求，即在保证安全可靠的前提下，提高经济性，降低污染排放、降低噪音、增长寿命，实现性能更加优化、控制更加智能化和对环境更加友好。由于大涵道比涡扇发动机能更好满足上述要求，现代民用大客机均以此为动力装置。

为了提高运行经济性、降低耗油率，基本的技术途径是提高发动机的涵道比，提高总压比以及间冷回热技术。表3列出了民机主要参数的发展情况。由此表可见，涵道比和总增压比明显增长，温度相应增加，而耗油率则逐渐降低。

GEnx发动机主要用于即将投入使用的波音787“梦幻飞机”。由于采用了高涵道比（10）与高总压比（45）及效率提高的部件，其耗油率比1999年投入使用的GE90-94B发动机降低了6.9%。

遄达1000发动机是罗罗公司为B787研制的三转子涡扇发动机，推力为236～370千牛，涵道比为11～10.8，总压比为50～52，两者在2010年前的发动机中均属最高，是遄达系列发动机中的最新型号，其耗油率比2007年投入使用的遄达900发动机低4%。

由于这两型发动机采用了高的循环参数和一系列先进技术，发动机的性能全面达到了相当高的水平，能满足波音787飞机的要求，为“绿色航空”做出了杰出贡献。

低污染排放燃烧室：民航飞行的污染排放物是指航空发动机排放的NOx（氮氧化物），CO（一氧化碳），HC（未燃碳氢）和Smoke（冒烟）。其危害主要分为两大类：一类是对局部空气质量的影响，另一类是对全球气候变化的影响。在长期的全球气候变化中（～ 50年），NOx影响与CO2类似。因此航空发动机排放有适航（airworthiness）和国际标准予以强制约束。国际民航组织（ICAO）已经公布了关于排放标准的4个版本，现在执行的是ICAO的CAEP/6标准。但是这些标准仅仅是发动机能够取得市场准入的最低标准，而市场接纳的标准远高于上述规定。

发动机降噪技术：不断降低噪音、实现环境友好飞行，是国际民航组织的一项基本宗旨。航空风扇发动机声学设计主要包括声源本身以及声波的传播途径的控制。NASA于1993年提出了AST计划，其主要目标是广泛应用目前正在发展的计算气动声学成果和主动控制技术，使新一代发动机在2012年之前再降低14dB。

五.未来军用发动机的发展趋势

未来军用发动机的发展主要有两个趋势：自适应变循环和高超声速。

5-1.自适应变循环发动机

军用航空的新需求：美国空军强调生存性，有关“远程打击攻击机”（LRS）的研究表明超声速巡航对于及时攻击和生存性是非常重要的，但同时为了投放快速响应武器，长的航程和续航或待机时间也同样重要，这就要求未来发动机要具有基本的两个工作点：高速大推力状态和低油耗的经济工作状态。而目前的发动机技术不能同时满足上述两点要求，由此提出自适应—变循环问题。

2007年美国空军要求到2017年时比2000年的基准发动机水平在经济可承受性方面提高10倍。计划的关键是“自适应通用发动机技术”（ADVENT--（ADaptive VErsitile ENgine Technology ）项目。图2为自适应通用发动机验证机。

该项目的目标是发展在飞行包线内可以改变风扇、核心机流量和压比，从而优化发动机性能的能力。这些自适应技术在发动机上的一种应用就是变循环发动机（VCE-VariableCycleEngines）.它既可以满足高速飞行的需要，也可以满足低速待机长续航时间或远程持久飞行和经济性要求。使发动机在各种飞行和工作状态下均具备良好的性能，是应用于第四～五代多用途战斗机的理想动力装置。

所谓自适应发动机技术，是由于传感器技术和全权限数字电子控制技术的成熟，使对发动机的控制比过去更简单和方便，工作点的控制更连续，容易实现对飞行阶段全过程的适应性控制与调节。通过控制软件升级，硬件不改变也可以提升发动机的性能，只要能完成变循环工作就可以。

5-2.高超声速飞行器动力

高超声速飞行器具有极重要的战略地位：它响应快速，被攻击目标来不及反应，战略目标无法转移；拦截困难，飞行速度已超过多数空空、地空导弹速度，高超音速的突防能力优于现有任何一种隐身技术， 且与战略导弹相比，机动灵活，无固定弹道；高超声速将超越空间限制，不需依赖于海外基地，具备“发现即摧毁”的能力，既具有威慑性又具有实用性，被称为是一种“常规的战略武器”。

低成本发射的需求：自从人造卫星发射成功以后，发射成本过高严重限制了空间资源的开发与利用。当前每发射1kg酬载到地球低轨道，要花费22000美元成本。降低发射成本一直是追求的目标。

高超声飞行的关键是动力，因此各国均大力研究。

各类发动机由于工作方式不同，都有自已最适合的飞行范围。图3表示各类发动机的比冲随飞行M数的变化，其中比冲表示推力与单位时间消耗的推进剂之比，反映推进剂利用的有效性。

航天飞行器加速通常分为3阶段：即低速段：从发射加速到M数3～4；中速段：从M3～4加速到M8～10；高速段：M10～15以上。由图3可见，中速段以亚燃和超燃冲压发动机为宜，高速段只能以火箭为动力，别无选择，问题是低速段动力。

由图3可见，火箭发动机在很宽的速度范围内，比冲都低于其他类型（冲压M=0除外），表明从燃料有效利用的角度，它并不适合低速发射和中速加速，这是因为它未能利用空气中的氧气而燃料和氧化剂都需要携带，这是火箭发射成本高的原因。虽然如此，但火箭相对结构简单，仍然是迄今为止航天器发射的不二之选。

火箭发动机比涡轮喷气发动机在地面发射状态的比冲至少低一个数量级，其结果是飞行器本身必需携带大量推进剂，使起飞总重大大增加。为了降低起飞总重以降低发射成本，很自然提出了使用吸空气喷气发动机作为低速段的方案，以便在大气层内飞行时利用空气中的氧气作为氧化剂。

涡轮发动机具有优异的低速性能，但不适于高速（M>3～4）工作，为了发展既具有优异低速性能，又能在高超声速工作的动力，目前主要有两条技术途径，一是以涡轮发动机为基础的与冲压组合的动力（TBCC），另一则是强预冷发动机。

涡轮基冲压组合发动机（TBCC）

优点：

1.在亚声速起飞和返回任务段，涡轮基推进系统的单位比冲比火箭基的高，经济性好；

2.涡轮基系统使用灵活，可全天候发射、起降，降低任务风险；

3.涡轮发动机的军民两用特点，可作为高超声速远程飞行的低速段加速器

4.TBCC的性能增长潜力大，可根据任务要求变化进行适应性改进；

TBCC推进系统可使飞行器像飞机一样起降。

缺点和技术困难

1.背死重：若以M3为工作转换点，即M<3涡喷/涡扇工作，M≥3冲压工作，则M<3冲压是死重；M≥3涡喷/涡扇是死重；

2.模态转换困难：若以M3为工作转换点，则从M<3到M>3，需要由涡喷/涡扇工作转换为冲压工作；同样从高速到低速时需要由冲压工作转换我涡轮/涡扇工作。模态转换技术难度大，美国DARPA为此专列计划MoTr进行研究。

3.需研制能在M3-4工作的高速涡轮发动机，为此美国DARPA/空军开展了两项计划（HiSTED和Vulcan）。项目难度很大，因为军机的M数通常在2左右。

4.高M时冷却困难

由于机构复杂，技术难度大，至今未成功工程开发。

TBCC有两种组合方式，即串联和并联，图4和图5。

串联式TBCC：迎风面积小，结构简单、紧凑、重量轻，但在低速和中等速度下，由于压力匹配的原因，涡轮发动机和冲压发动机不能同时工作。

并联式TBCC：涡轮发动机加力燃烧室和冲压发动机燃烧室分开，两种发动机可同时或部分同时工作，但尺寸大，结构复杂而笨重。

2014年美国宣布，将研发SR-71之子SR-72，在业内引起了轰动。SR-71侦察机”黑鸟“，Lockheed 造，最大升限：30公里，极限速度：M3.35，它不但突破了音障，更突破了热障。其机身材料几乎全是高温钛合金。至今保持有人驾驶、吸气式发动机最高飞行速度的世界纪录。

SR-71侦察机采用的是涡喷—冲压组合发动机J58，随着飞行高度和速度的增加，其工作模式由纯涡喷向组合方式过渡，所以发动机进气道和尾喷口的设计都是很特别的。

高的气动负荷，高的工作温度，剧烈变化的工作环境，使得发动机的设计、研制、试验和控制等，遇到了一系列的问题。这是变循环发动机的独特之处。

J58发动机在低速时按纯喷气发动机工作，高速时，M>2，从第4级压气机出口，通过6根旁路管道，将气流引到加力燃烧室中燃烧加热，产生推力，具有冲压发动机性质，所以将J58称为涡轮-冲压发动机。由于高M数气流滞止温度高，材料和冷却采取专门措施：M3.2，压气机进气温度高达700K，后几级用高温合金；压气机引气多用于冷却加力燃烧室和尾喷管，飞机也采取冷却措施。

SR-71运行费很高：1998年，美空军提出预算，2架每月3900万美元，国会未批准，停飞。

由于SR-71的成功，Rockheed Martin公司宣布研制其后继机SR-72，无人驾驶，侦察轰炸两用，M6，辅以高超音导弹，可在1小时内打击跨大陆的任何地点。采用涡轮+亚燃、超燃双模态组合发动机，2030年投入运行。

为解决高超声速飞行器动力问题，英国 喷气发动机公司（REL）发展了另一条技术途径—强预冷发动机。

为什么现在的航空燃气涡轮发动机作为军机动力，飞行马赫数不能超过2-3？这既有发动机本身工作能力的限制，也有材料的限制。

随着M数提高，发动机进气滞止温度T1不断提高（表4），温度越高越难压缩，压气机难以正常工作，且进气温度提高后，压气机出口温度T2也相应提高，燃烧室加热量与（T3-T2）成正比，由于受涡轮叶片材料限制，（T3-T2）趋于0，加热量降低，直至加不进去，发动机完全不能工作！

另一方面，M=5时，来流温度高达1315K，发动机的材料也将面临非常严峻的问题，热端部件难以冷却，因冷却气本身温度大幅提升，冷端部件同样面临高温的问题，轴承、润滑系统等都处于高温环境，严重影响发动机正常工作。

解决上述问题的最直接有效的办法是强预冷：即将高速飞行时进入发动机的空气在气流流过的瞬间（0.01～0.05秒）降温800～1000K，使M5的来流温度从1315K，瞬间下降到300〜500K，达到现在涡轮发动机完全可以正常工作的进气温度，且材料和冷却的问题也大大缓解了。

实现强预冷的有效措施是两条，即超临界状态介质换热和微尺度换热单元。

物资临界状态的定义是：气态与液态共存的平衡状态。当压力、温度超过临界状态称为超临界状态。流体处于超临界状态具有特殊的特性：其粘性系数和扩散系数接近气态，因而流动损失小；其传热系数和密度等接近液态，因而换热能力强。所以用超临界状态流体作为换热介质可得到流动损失低、换热量大的换热效果。

微小尺度换热单元：例如换热基本单元为毛细管，其直径小于1mm，壁厚小于0.05mm，且具有超大的长径比。因为单位质量介质的换热面积与毛细管半径成反比，减小半径可加大换热面积。所以以超临界状态介质进行换热，以微小尺度薄壁构件为基本换热单元，可实现强预冷。

这条技术途径面临的主要挑战是严峻的强预冷问题，它既涉及换热和循环理论方面的基础问题，也涉及加工制造方面的许多科学问题。这条技术途径的优点是可以沿用涡轮发动机的技术而不需在这方面解决任何新的问题，且可以避免TBCC的各种难题。

英国AEL公司2012年底宣布，在地面试验实现了强换热。在此之前，英国和比利时等联合提出了以强换热为基础的Scimitar“弯刀”发动机方案（图8），用于M5的高超声大型民航客机动力。预计2025年投入工程使用。此项动力技术完全可以军民共用。

国外对于该新型发动机技术给予了极高评价，认为是“喷气推进发明以来的第二次革命”，“会彻底改变人类未来的空中和太空旅行”！！

六，未来民用发动机的发展趋势

从现在技术发展情况看，在本世纪前50年，大涵道比涡扇发动机或在此基础上的各种改进仍将占据民航动力的统治地位。可能的改进主要有：齿轮驱动风扇发动机（GTF），开式转子发动机和间冷回热发动机。太阳能等新能源也是重要发展方向。

（1）齿轮驱动风扇式的涡扇发动机（GTF）：现役的涡扇发动机是通过低压涡轮轴直接驱动风扇，而GTF是通过减速齿轮箱带动风扇，其优点是低压涡轮可采用更高转速，从而减少涡轮级数（例如由7级减至3级），另一方面，风扇可采用更低的转速，以得到更大的涵道比和更低的叶尖切线速度，既可进一步降低耗油率，也可降低噪声。GTF发动机主要由普惠公司研发。

（2）开式转子发动机（Open Rotor）：所谓开式转子，就是桨扇发动机或无涵道风扇发动机，其主要优点是涵道比可大幅度加大，从而有效降低耗油率。开式转子的推进效率明显高于通常的涡扇发动机，但其最高巡航速度略低。P&W公司认为：开式转子可能会在以下几个方面限制自身的应用：增加飞机重量；影响飞机气动外形，且使飞机结构做较大改变，抬高短仓以适应直径更大的浆扇；使飞行速度降低到0.75；增大座舱噪声和环境噪声；对机身保护及乘客心理承受能力等提出了更高的要求。通常认为，除非油价大幅提高，可能不会采用此技术。

（3）间冷回热技术。间冷回热发动机（IRA）是在普通的涡轮发动机高压压气机和低压压气机之间设置一台中间冷却器，用于带走压气机之间的热量，降低高压压气机的进口温度，使其易于压缩，间冷器用外涵空气作为冷源；而在尾喷管排气中设置一台回热器，回热器将排气中的部分热量送回到燃烧室进口的高压排气中，使从压气机出来后的空气提高200℃温升。目前，由欧洲多国参与发展的IRA技术正在开发中。间冷回热循环核心机热效率比常规循环大约可高出14%～16%。装间冷回热技术已在地面和舰船燃气涡轮发动机上得到应用，而在航空上至今未获应用，主要原因是现在的换热器技术还不能制造出换热效率足够高而重量可以接受产品，否则，间冷回热带来的收益将不能补偿换热器过重带来的损失。

结束语：飞上蓝天是人类已经实现的伟大梦想。借助发动机的推动，人类一定能飞得更高、更快、更远，更经济、更舒适、更环保！

推荐访问:发展 航空发动机 技术