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

当年还是航空航天工业部的时候，出了套高效节能发动机文集，第七册就是讲结构材料工艺啥的，看了之后比照国内……真是欲语泪先流啊。

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。

• 【链接】全部在此。五代机J-20首飞后，再看2年前

概括来说，新一代战斗机有以下特点：高的机动性与敏捷性，特强的隐身性，能短距离起飞着陆，能够超音速(M1.4～1.6)巡航，航程远等。在这些要求中，特别要说明一下超音速巡航这个特点。这是因为以往的战斗机，要达到超音速的飞行速度，只有在发动机加力燃烧室工作(简称发动机开加力)时才能达到。发动机开加力时，一是加力燃烧室温度极高，二是燃油消耗量猛增，因此限制了开加力的时间。而在第四代战斗机的设计中却要求能以M=1.4～1.6的超音速巡航。所谓巡航，就是飞机在较低的燃油消耗量下长期飞行，显然不能开加力燃烧室。目前正在研制的欧洲四国的EF2000、法国的“阵风”由于不具备超音速巡航性能，因此只能称为“第三代半战斗机”。

要全面满足第四代战斗机上述的要求，在很大程度上需依赖于它的心脏——发动机。为此，用于第四代战斗机的发动机，要求推重比(每1公斤发动机重量能产生多少公斤推力)达到10.0左右(第三代战斗机的推重比为8.0左右)；最大推力要在152?88千牛以上；不开加力时的推力要有98千牛(第三代战斗机F－15用的发动机，开加力时的推力不到107?8千牛)，另外还要采用“矢量喷管”。

要使发动机的推重比从8.0一级提高到10.0一级，从数量上只提高了25％。可是要达到这个要求，绝非易事,发动机的研制者要用尽全部才能，在已掌握的研制先进发动机的基础上，再集先进技术之大成才有可能达到。

美国在发展第四代战斗机时，采取了技术投标择优选用的方法来确定最终的方案。当时，提出飞机设计方案的有两个集团的两个方案：即由洛克希德、波音、通用动力三家公司联合提出的YF－22与由诺斯罗普、麦道两公司联合提出的YF－23。发动机则有由普·惠公司提出的YF119和通用电气公司提出的YF120两个型号。两种候选飞机、两种候选发动机作出样机后，组合成4种候选的飞机/发动机组合体，又经过了近十个月的实际飞行评比。1991年4月23日，美国空军宣布，选中YF－22/YF119组合体作为美国的第四代战斗机，并进入工程制造与发展阶段。第四代战斗机被命名为F－22，绰号称“猛禽”，所用的发动机为F119。

F119由美国两家最大的航空发动机研制公司之一的普·惠公司研制。第三代战斗机最初用的发动机F100也是该公司研制的。为了要获得推重比为10.0一级的水平，F119的研制中，采用了多项先进的设计参数。如在喷气发动机的设计中，有两个重要参数：发动机总增压比(压气机出口压力/发动机进口压力)与涡轮前燃气温度。F119的总增压比为35.0(F100只有25.0)；涡轮前燃气温度为1577℃～1677℃(F100只有1400℃)。为达到这两项参数，必须采用最先进的技术，包括空气动力学和燃烧学的最新成果，先进的结构设计与冷却技术，先进的非金属材料、金属材料与制造技术，先进的控制技术等。只有这样，才能使研制的发动机既具有先进的性能、较长的寿命与高的可靠性，而且结构简单、零件数少。

F119(图一）由3级风扇、6级高压压气机、全环形燃烧室、1级高压涡轮、1级低压涡轮、带矢量喷管的加力燃烧室等组成。与F100相比，F119开加力时的推力增加了47％，不开加力时的推力增加了61％，发动机总增压比增加了40％，涡轮前燃气温度增加了277℃～377℃，而且结构简单得多。表现在：压气机与涡轮的总级数少了6级(－36％)，零件数少了40％。

为了减轻发动机的重量，提高发动机推重比，F119上采用了许多新颖的设计，例如：

空心风扇叶片第1级风扇叶片是发动机中最长、最大、最重的叶片。为此将它作成空心的，以减轻重量。F119是第一种在战斗机中采用空心风扇叶片的发动机。

整体叶盘在以往的发动机中，风扇、压气机的工作叶片都是单独作出的。叶片下部为燕尾型的榫根，以装到轮盘盘缘上榫槽中，如图二所示。而整体轮盘则是将叶片与轮盘作成一体(图三中右图)。由于叶片没有榫根，因此轮盘盘缘作得很薄(参见图三)，重量自然减少了。另外，整体叶盘使发动机零件数大减，还可使压气机效率略有提高。因此，这种结构在20世纪90年代相继被用于一些新研制的发动机以及发动机改型中；但大多数是一台发动机中只有少数几级采用。而在F119中，3级风扇与6级高压压气机全部采用了整体叶盘，这在当前还是少见的。

复合材料风扇进口机匣复合材料因重量轻，在以往的发动机中，某些简单零件例如风扇出口导向叶片、风扇叶片曾经采用。而在F119中，结构复杂的风扇进口机匣(它由外机匣、带轴承支座的内壳与6～8根支板组成一整体结构)上都采用了复合材料。

高的级增压比风扇、高压压气机

采用高的级平均增压比风扇后，可使发动机总的级数少、零件数少，能大大降低发动机重量。在F119中，采用了较高的平均每级的增压比，其值为1.4844。而第三代战斗机用的F100发动机，平均每级的增压比为1.28。因此，F119风扇与高压压气机虽只有9级，其总增压比却高达35；而在F100中，风扇与高压压气机高达13级，总增压比却仅为25。采用高的平均级增压比，不仅要增加风扇、压气机转速，要很好地解块叶片、轮盘的强度问题，而且在风扇、压气机的空气动力学设计中也要采取一些提高效率与扩大稳定工作范围的先进措施，否则不可能达到。

高的涡轮前燃气温度提高涡轮前燃气温度是提高发动机推力的有效措施。据分析，在其它参数不变的条件下，提高涡轮前燃气温度50℃时，发动机的推力可增加7％～8％。如前所述，F119采用了极高的涡轮前燃气温度(1577℃～1677℃)，比F100高出277℃～377℃，是当前发动机中温度最高者。高的燃气温度，不仅需采用极好的能耐特高温度的高温合金(一般的合金在这么高的温度下已无强度可言，甚至会变软或熔化)制造涡轮叶片，而且还要采用先进、复杂的冷却措施。

高压压气机等部件采用阻燃钛合金

钛合金由于重量轻(其比重为合金钢的65％)、强度好，不仅在飞机上被大量采用；而且在发动机中，只要在钛合金耐受温度允许的条件下(一般在550℃～600℃以下)也尽量采用，以减轻重量，提高发动机推重比。但是，在环境温度大于300℃、压力大于3个大气压时，如果钛与钛相碰磨，会引发着火。一旦钛着火，火势发展极快，轻者发动机烧毁，重者会烧毁飞机。例如美国海军在1987年损失的9架F/A－18舰载战斗/攻击机中，有4架就是由于高压压气机中钛制转子叶片与钛制机匣相碰磨引起飞机失火而造成的。一般来说，发动机高压压气机中的温度与压力正是钛易着火的条件，因此在80年代后，新设计的发动机中，高压压气机机匣很少采用钛合金。然而，钛合金轻的这一特点，始终吸引着发动机研制者的极大兴趣。有没有办法让钛合金既保持轻的特点而又具有不易着火的特征呢？阻燃钛合金就是在这种形势下提出的。研究表明，原则上在钛合金中添加25％的钒与15％的铬后就可使其具有较好的阻燃性。90年代以来，美、英、俄等国均在积极研制阻燃钛合金，但目前仅美国已达到应用阶段。F119上就采用了美国新发展的、被称为“合金C”的阻燃钛合金，用于高压压气机机匣、加力燃烧室筒体及尾喷管上。

反向转动的高、低压涡轮在通常的发动机中，高、低压涡轮旋转方向是相同的，但在F119的设计中，两者却是反向转动的。即由高压涡轮与高压压气机组成的高压转子与由低压涡轮与风扇组成的低压转子转动方向相反。这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。F119虽然采用了反向转动的两个转子，但仍然保留了低压涡轮导向器。

为了满足F－22高的机动性与敏捷性、短距起飞着陆的要求，在F119的尾部装有矢量喷管。矢量喷管是用以改变发动机推力方向的喷管。矢量喷管有两种形式：二维矢量喷管与三维矢量喷管。二维矢量喷管的喷管出口截面为长方形。图四所示的F119矢量喷管就是二维的，它的左、右板壁不可动；上、下板壁可同步偏转，即上板壁向下偏转时，下板壁也向下偏转，如图四所示的位置。这时，燃气即向下后方排出。F119的矢量喷管可使排出的燃气在±20°内偏转，也即发动机的推力可在向上20°到向下20°间变化。二维矢量喷管的结构简单，但发动机的推力只能在飞机俯仰方向变化。而三维矢量喷管的出口截面可在360°范围中任意变化，即发动机的推力可转向任何方向。对飞机来讲，这种喷管能大大改善飞机的操纵性、机动性。目前许多发动机研制单位均在开发、研制三维矢量喷管，有的己用在战斗机上了。

对于新研制的武器装备，世界各国都强调要有高的可靠性与好的维修性。F119作为新一代战斗机的动力，当然也将提高发动机的可靠性、维修性作为设计的一项主要要求，并在研制中采取了许多措施予以保证。因此，F119的可靠性、维修性均优于F100。以表征发动机可靠性高、低的主要参数“空中停车率”(平均每1000小时中有几次空中停车，此值越小越好)、返修率(平均每1000小时返修几次，越小越好)、提前换发率(平均每1000小时提前换发几台,越小越好)来看，F119比F100分别低20％、74％与33％。另外，以表征维修性好坏的参数“平均维修间隔时间”(指两次维修工作间的间隔时间，越长越好)与维修工时(指每次作维修工作时所耗的工时，越短越好)来看，前者F119比F100长62％，后者F119比F100短63％

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涡扇发动机是喷气发动机的一个分支，从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机这个“小弟弟”仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝。

现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能，较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时，如果本方机场遭到了对方破坏，战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时，F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。在降落时可以用60度的迎角作低速平飞，在不用减速伞和反推力的情况下，只要500米的跑道就可以安全降落。

更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话，其飞机的空战推重比就很难达到1，如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到1，苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%。相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右。

而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大，起飞重量也就越来越大，对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前，人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题。比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）。如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可靠性，像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。

而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。

一、历史

在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右，而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平。在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切，人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。

当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1），发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。

这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。英国的罗尔斯罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。又经过了六年的精雕细刻，一九五九年九月“康维MK-508”才最终定型。这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。“康维”采用了双转子前风扇的总体结构，函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤，高空巡航推力为2905公斤，最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克，压气机总增压比为14，风扇总增压比为1.90，而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。当康维最终定型了之后，英国人迫不及待的把他装在了VC-10上！

美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍，但是其技术起点非常的高。美国人并没有走英国人从头研制的老路，美国的普惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备，采用了以经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内函核心发动机。J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机，1949年完成设计，1953年正式投产。J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。J-57在技术上也有所突破，他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件，以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。一九六零年七月，普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却是大大的提高。JT3D也是采用了双轴前风扇的设计，地面台架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小时/千克，推重比4.22，函道比1.37，压气机总增压比13.55，风扇总增压比1.74（以上数据为JT3D-3B型发动机的数据）。JT3D的用处很广，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在军用方面JT3D也大显身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。

现今世界的三大航空动力巨子中的罗罗、普惠，都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。而几乎是在同一时刻，三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。在罗罗推出“康维”之后第八个月、普惠推出JT-3D的前一个月。通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。CL805-23的地面台架最大推力为7169公斤，推重比为4.15，函道比为1.5，压气机增压比为13，风扇增压比为1.6，最大推力耗油0.558千克/小时/千克。与普惠一样，通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。J-79与1952年开始设计，与1956年投产，共生产了16500多台，他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。与J57的双转子结构不不同，J79是单转子结构。在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。

通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品，让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。

在五六十年代，人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速，这个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢。第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。

而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片，叶片的下半部分是涡轮叶片，上半部分是风扇叶片。这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系，这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速，而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。但在回避困难的同时也引发了新的问题。

首先是叶片的受热不匀，CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度，而风扇部分的最低温度只有38度。其次，由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端，而是工作在发动机的热端，这样一来风扇的可靠性也随之下降，而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。

当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。

用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。

在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。

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二、单转子和多转子

在研制一台新的涡扇发动机的时候，最先解决的问题是他的总体结构问题。总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单的好处也不言自明--省钱！一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。

首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。问题也就相对而出，当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门），压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降，在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘，而在正常的飞行当中，发动机的振喘是决对不被允许的，因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样以来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53单转子涡扇发动机，其函道只有0.3。相应的发动机的推重比也比较小，只有5.8。

为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用在压气机内的空气温度升高，而音速是随着空气温度的升高而升高的，所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。即然转速提高了，高压转子的直径就可以作的小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。双转子发动机的好处不光这些，由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。

然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去，单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比。这样压气机的重量就很难得以下降。

为了解压气机和风扇转数上的矛盾。人们很自然的想到了三转子结构，所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子。这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子，各自都有各自的转速。三个转子之间没有相对固定的机械联接。如此一来，风扇和低压转子就不用相互的将就行事，而是可以各自在最为合试的转速上运转。设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比。而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制，低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻，发动机的长度又可以进一步缩小。

但和双转子发动机相比，三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子，因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍，而且支撑结构也更加的复杂，轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题，可是英国的罗罗公司还是对他情有独钟，因为在表面的困难背后还有着巨大的好处，罗罗公司的RB-211上用的就是三转子结构。转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化。

三转子RB-211与同一技术时期推力同级的双转子的JT-9D相比：JT-9D的风扇页片有46片，而RB-211只有33片；压气机、涡轮的总级数JT-9D有22级，而RB-211只有19级；压气机叶片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；涡轮转子叶片RB211也要比JT9D少，前者是522片，而后者多达708片；但从支撑轴承上看，RB-211有八个轴承支撑点，而JT9D只有四个。

三、风扇

涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点在高函道比的涡扇发动机上由是。涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程。在涡扇发动机之初，由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制，涡扇发动机的函道比不可能作的很大，比如在涡扇发动机的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不过只有1.5而以，而且CJ805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇。

在前风扇设计的二款发动机中JT3D的函道比大一些达到了1.37。达到如此的函道比，其空气总流量比也比其原型J-57的空气流量大了271%。空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大。风扇的叶片也要作的很长。JT3D的一级风扇的叶片长度为418.2毫米。而J57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右。当风扇叶片变的细长之后，其弯曲、扭转应力加大，在工作中振动的问题也突现了出来。为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦，普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动。凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方。JT3D发动机的风扇部分装配完成之后，其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍。当风扇叶片运转时，凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动。加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的，但其阻尼凸台的缺点也是明显的。首先他增加了叶片的重量，其次他降底了风扇叶片的效率。而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变，气流的畸变会引发叶片产生更大的振动。而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大，在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力。这样的风扇叶片很难作的更长，没有更长的叶片也就不会有更高的函道比。而且细长的风扇叶片的机械强度也很低，在飞机起飞着陆过程中，发动机一但吸入了外来物，比如飞鸟之类，风扇的叶片会更容易被损坏，在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸。解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度。这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害，而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消。但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的。这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘。但航空发动机负不起这样的重量代价。风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展。

更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决。

1984年10月，RB211-535E4挂在波音七五七的翼下投入了使用。它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机。让它身负如此之名的就是他的风扇。罗罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题。新型发动机的风扇叶片叫作“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”。故名思意，新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量。新型的空心叶片分成三个部分：叶盆、叶背、和叶芯。它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成，在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的“芯”。通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体。新叶片以极轻的重量获得了极大的强度。这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题。

新型风扇不光是重量轻、强度大，而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些。风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一，RB211-535E4发动机的风扇扇叶只有二十四片。

1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验。印度航空公司的一架A320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的V-2500涡扇发动机吸入了一只5.44千克重的印度秃鹫！巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上！可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作，飞机安全的降落了。在降落之后，人们发现V-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形，没有一片叶片发生折断。发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用。这次意外的撞击证明了“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”的巨大成功。

解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招。实际上，当风扇的直径进一步加大时，空心结构的风扇扇叶也会超重。比如在波音777上使用的GE-90涡扇发动机，其风扇的直径高达3.142米。即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心。于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶。碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻，而强度却是极大。可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像。为了进一步的增大GE-90的安全系数，通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮，在其后缘上又用“凯夫拉”进行缝合加固。如此以来GE-90的风扇可谓万无一失。

当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候，风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡。在涡扇发动机诞生之初，由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比。比如JT3D的风扇就为两级，其平均单级增压比为1.32，通过两级串联其风扇总增压比达到了1.74。多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下。比如在GE-90上使用的单级风扇其增压比高达1.65，如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇。

但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构。比如在F-15A上使用的F100-PW-100涡扇发动机就是由三级构成，其总增压比达到了2.95。低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果。在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构。受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比。

其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举，如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现。如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现。相现这一点人们将会在二十年之内作到。

四、压气机

压气机故名思意，就是用来压缩空气的一种机械。在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。

在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点，但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。比如在我国台湾的IDF上用的双转子结构的TFE1042-70涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。比如国产的涡轴6、

涡轴8发动机就是1级轴流式加1级离心式构成的组合压气机。而美国的“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式。

压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件。在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要。压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在J-79上用的压气机风扇有17级之多，平均单级增压比为1.16，这样17级叶片的总增压比大约为12.5左右，而用在波音777上的GE-90的压气机的平均单级增压比以提高到了1.36，这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到23左右。而F-22的动力F-119发动机的压气机更是了的，3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右，平均单级增压比为1.43。平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的。

但随着压气机的增压比越来越高，压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来。

在压气机中，空气在得到增压的同时，其温度也在上升。比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到25左右时，压气机的出口温度就会超过500度。而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中，在中低空飞行中由于冲压作用，其温度还会提高。而当压气机的总增压比达到30左右时，压气机的出口温度会达到600度左右。如此高的温度会钛合金以是难当重任，只能由耐高温的镍基合金取而代之，可是镍基合金与钛合金相比基重量太大。与是人们又开发了新型的耐高温钛合金

• 【链接】全部在此。五代机J-20首飞后，再看2年前

我们实验室有一套。编的还算全面客观。

科技版好久没人起过这么高的楼了。老兄就再辛苦点，把它变成标志性建筑吧。

现在的办法好象是X光射线测绘。

X国某套过路设备，TG玩了个交通事故要耽误24小时，一帮哥们就是靠这玩意儿，没有开箱，直接里里外外全部测绘了。

写的是糙了点，也没有好好考证。但我想说的主要论点好像都在了。几块砖下去，玉也砸出一片。

兄台还觉得有什么地方需要进一步讨论，我们接着来。

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桃子就是甜啊！

发动机一直是心中的疙瘩，也知道自己没这个能力把这个事情说清楚，学长的贴太好啦！

1。这么大的工程是怎么建立项目管理的？拍板人是学工的还是学经的？

2。原来建到偏远地区的航空企业现在命运如何？

3。发展的主要瓶颈在哪？

小弟先行写过！

不计成本也是因为根本就无法记，浓缩铀无价也无市呀。

只有一个铀胚子是因为就只有那末多的原料。离心式铀分离是一个巨大的工程。昨天的新闻看了吧，伊朗要把离心机的数目加到5000台。看看兰州分离厂的车间照片，就像Matrix里一样的让人震撼。当然，后来有人用增值堆，直接生产Pu239，（朝鲜就是这样做的）

举国之力也不是就不干别的了，而是有多大的能力，就毫无吝啬的用上，不计较经济回报，好比我们当年的大协作。

目标的严重性实际上也是知道的，就是整个国家的工业化呀。

目标的分解也做得很细。80年代就做过全行业的排查，那些技术我们有，那些组织攻关后可能有，那些可以考虑引进，那些短时也攻不下来，也被封锁，就是瓶颈了。项目风险管理，现在也都用得很熟了。

问题还是，分解下来后，基本上涵盖了所有的机械加工行业，工作母机，工艺，等等。不是无的放矢，而是到处都是“的”，整个工业基础都是我们的“的”，而我们的矢根本就不够用。

系统工程的管理，和国家中长期目标的确定，从90年代以来，都慢慢的上了正轨，这也是我盲目乐观的原因之一吧。