航空发动机

航空发动机（Aircraft Engine）是为航空器提供飞行所需推力(或拉力)的热力机械。对于航空器来说，航空发动机是航空动力装置或推进系统的核心部分，而动力装置除发动机之外还包括推进器 (如螺旋桨和旋翼，喷气发动机既是发动机又是推进器)、进气道和排气喷管。

人类最原始的航空动力是靠双臂扑动进行“人力扑翼飞行”或者是模仿鸟类飞行的“扑翼机”，但历史上没有成功的先例。直到1852年9月24日，法国工程师吉法尔才发明了人类X种可控飞艇，使用飞艇下吊篮中的蒸汽机驱动螺旋桨作为动力。尽管后续在19世纪60年代和80年代出现了应用于飞艇的内燃机和电动机，但飞艇这类轻于空气的航空器并不能成为人类遨游空中的理想平台。

靠双臂扑动是最原始的航空动力

1809-1810年，被称为“航空之父” 的英国学者乔治·凯利连续发表了3篇题为《论空中航行》的研究论文，奠定了固定翼飞机和旋翼机的基础， 建立了重于空气飞行器的基本飞行原理和飞机结构布局，被看成是现代航空学诞生的标志。他指出飞行就是对一块平板提供动力，使它能在空中支持一定的重量。但是乔治·凯利在当时也承认，当时无法解决动力问题。在飞行理论的基础上，研发重于空气飞行器就存在两条道路：X是研发动力飞机，先让动力飞机离开地面，然后解决稳定和操纵问题；第二是解决无动力的滑翔机稳定性和操纵问题，然后再给飞机加装动力系统。

1843年，英国工程师威廉·塞缪尔·汉森和约翰·斯特林费罗联合申请了一项设计专利，主要内容是发明了一架机身长26米、翼展45米的大型单翼飞机，采用一台20kW的蒸汽机，取名“空中蒸汽车”。这是人类历史上X个重于空气的航空器的发明专利，也是人类最早采用螺旋桨推进的固定翼飞机方案。在专利获批后，这两位发明家还成立了空中运输公司并为制作飞机筹X金，但由于设计的固有缺陷，“空中蒸汽车”全尺寸原型并没有诞生，因为测试中发现只要飞机尺寸增加，就无法使用蒸汽动力起飞，机翼设计也不足以产生所需的升力。1848年，斯特林费罗在英国萨默塞特的一个机库内实现了世界上X次无人驾驶动力飞行，但翼展只有3米。

“空中蒸汽车”的设计图

1891年，美国航空先驱塞缪尔·皮尔庞特·兰利开始试验由小型蒸汽和汽油发动机提供动力的大型双翼飞机。1896年5月6日，兰利制造的由一马力单缸蒸汽机驱动的双螺旋桨动力无人实验飞机——5号模型，在世界上首次实现了重于空气飞行器的持续飞行，当天最长的飞行距离达到1005米，速度达到40公里/小时。同年11月28日，兰利制造的6号模型飞机，再度达到了1460米的飞行距离，动力仍然为一马力单缸蒸汽机。

1896年5月6日，兰利的5号模型，在世界上首次实现了重于空气飞行器的持续飞行

在取得初步成功后，兰利的测试引起了当时海军助理部长西奥多·罗斯福的注意，因此获得了军方50,000 美元的拨款，用于进一步开发载人的飞行器。兰利很快就研发出了汽油机为动力无人飞行器，并在 1901 年 6 月 18 日获得成功飞行。1903年，兰利制造了一架以星形汽油机为动力的全尺寸载人飞机，发动机功率达到53马力，是后来莱特兄弟飞机的4倍，但10月7日和12月8日的两次飞行实验都以失败告终。兰利失败的原因是简单地将成功的无人飞机模型进行放大，但是无人飞机的空气动力学、结构设计和控制系统并不适用于有人飞机。

1903年12月17日，就在兰利飞行器失败9天后，莱特兄弟的“飞行者”1号双翼机实现了人类首次载人飞机动力飞行，发动机使用的一台固定在主机翼下翼面的4缸水冷式汽油X式发动机，功率8.95千瓦，重量81公斤，驱动一副双叶螺旋桨，桨叶直径2.6米。莱特兄弟根据原来带X间机器设备的内燃机，自行改进设计了一台4 缸水冷式汽油X式发动机，性能超出原有功率和重量的要求。

人类首次载人飞机动力飞行使用的4缸水冷式汽油X式发动机

在莱特兄弟成功后，飞机技术包括航空发动机技术也开始迅速发展。1908 - 1914年，世界各国总共设计和制造了约30种航空X式发动机，功率多在70千瓦以下，个别达到100千瓦。这些发动机大多继承汽车发动机的传统，大部分是液冷式，只有少数是气冷式。

早期航空发动机材料多采用沉重的铸铁、钢锻件、黄铜和铜板制成，因此对于当时的飞机来说十分沉重。因此在1907年法国的洛朗·塞甘（Laurent Seguin）和路易斯·塞甘（Louis Seguin）兄弟在美国法维尔（Farwell）汽车用旋转发动机的基础上，研发了世界上X种航空用旋转气缸X式发动机——诺姆 (Gnome)。相比一般的X发动机，旋转发动机重量轻，在地面上也能得到较好的冷却，而且旋转汽缸本身还起到了相当于飞轮的作用，使发动机运转更平稳。但是旋转气缸X式发动机存在寿命低、可靠性低、耗油率高的缺点。

世界上X种航空用旋转气缸X式发动机

X次世界大战促进了军事航空和发动机产业的迅速发展。法国大力发展旋转气缸X式发动机，塞甘兄弟在5缸“诺姆”发动机的基础上，开发了9缸的旋转气缸X式发动机，装备法国早期的纽堡(Nieuport)、莫朗 (Morane)和索普威斯(Sopwith)战斗机 ，成为X次世界大战中期经典的战斗机发动机。1910年，西欧有近70家公司制造航空发动机，但到了1916年，这些发动机公司所剩无几。在1917年诺姆发动机约占80%的航空发动机市场份额。但是旋转气缸X式发动机存在一个特殊问题，就是旋转汽缸的陀螺效应，使得飞机的操纵性能不好。

相比法国，德国在一战中航空发动机的源头是1910年德国奥斯特罗-戴姆勒公司生产的六缸水冷直列式发动机“Austro-Daimler 6”。该发动机是由斐迪南·保时捷专门设计的航空发动机，特点是使用焊接钢水套、七个主轴承和大直径倾斜进排气阀，具有制造质量高和坚固耐用的优点。该型发动机成为德国后续航空发动机设计模仿的对象，包括梅赛德斯D.III发动机、宝马IIIa发动机。梅赛德斯D.III发动机在战争中的后续改进型号，功率超过210马力，而宝马IIIa发动机应用安装节流蝶阀的化油器，能在2000米高空也能保持200马力功率。这些航空发动机都装备德国军队研制的“信天翁DI”“福克”系列战斗机，具备了和法国战斗机格斗的能力。

六缸水冷直列式发动机“Austro-Daimler 6”

一战中航空发动机还有一个发明就是射击断续器，尽管在战争中英国、奥匈帝国、沙皇俄国都出现过类似的专利，但是首先在战争中大规模应用这一技术的是德国。福克公司研制了Fokker Stangensteuerung射击断续器，并安装在福克为德国研制的Einedecker E-1飞机上，导致德国空军在战争初期一度获得空战优势，被称为“福克天灾”。

在两次世界大战之间，与航空发动机相关的技术发展主要有发动机整流罩、涡轮增压器和变距螺旋桨的发明和应用。

气冷式星形发动机在使用的初期，为了便于冷却，灼热的汽缸是X在外面的，阻力很大。后来由给它罩上一个“减阻环”，阻力是降低了，但冷却效果不好。因此在1926年的在兰利航空实验室首次美国国家航空咨询委员会（NACA）年会上，提出了一个问题：即能不能在气冷式星形发动机外面加一个长的整流罩而又不会太多地影响冷却。最后NACA的专家弗雷德·韦克率领的团队在1928年成功研发了一种整流罩它。不但大大降低了阻力，使试验机的速度从 190公里/小时提高到221公里/小时，而且还大大改善了冷却效果，甚至可以在X排汽缸后面增设第二排汽缸。

NACA研究的发动机整流罩

1905年，瑞士工程师阿尔弗莱德·布奇（Alfred Buchi）首先提出了涡轮增压的概念，并申请了专利。1909年法国工程师和发明家奥古斯特·拉托（August Rateau）利用了布奇的涡轮增压概念，并将其安装到一些X发动机上获得了一些成功，包括涡轮增压技术让雷诺发动机将 14,000 英尺的爬升率提高了 15%，并将最高速度从 104 英里/小时提高到 120 英里/小时。拉托的涡轮增压技术和图纸都扩散到了美国，引起了美国陆军航空兵技术专家的注意。美国立刻将涡轮增压技术移植到本国的利伯蒂（Liberty）发动机上，却发生持续过热故障。1917年通用电气的电气工程师桑福德·莫斯 (Sanford Moss) ，进一步改进了涡轮增压技术，将涡轮安装在发动机的前部，这样螺旋桨的滑流就可以冷却压缩机外壳、喷嘴箱和排气歧管。位于排气歧管后部的称为废气门的阀门可以打开以调节流向涡轮机的废气流量，从而控制产生的增压量。最终在海拔4300米的派克斯峰实现了4小时313马力的耐久测试，功率峰值达到377马力。

涡轮增压技术示意图

在20世纪X代初，虽然美国陆军向GE公司订购了150台涡轮增压装置，但在战后经济发展气氛中，涡轮增压器的技术进展很慢。随着气冷发动机的兴起，美国的另一家飞机动力装置制造商—普·惠公司试图用齿轮传 动增压器代替涡轮增压器，因为后者灼热的排气管路使发动机的重量和复杂性增加。在20世纪30年代，高空飞行的军事民用价值显现。1937年7月，诺斯罗普公司伽玛 (Gamma)飞机使用GE公司的涡轮增压发动机，完成了高空飞行。1937 年，随着德国的军事崛起，GE公司接到了美国陆军航空队的大订单，为波音 B-17轰炸机、B-24轰炸机、P-38“闪电”战斗机、P-47“雷电”等飞机制造涡轮增压器。

早期螺旋桨的桨叶角都是固定不变的，称为定距螺旋桨，它只能在设计状态下保持最高效率。飞行状态一改变，不仅螺旋桨效率下降，还影响发动机的功率输出。为克服这个缺点，可变距螺旋桨技术应运而生。1918年7月，加拿大航空专家华莱士·鲁伯特·特恩布尔（Wallace Rubert Turnbull）发明了可变距螺旋桨。1924年英国人亨利·塞尔比·海勒·肖发明了液压驱动的可变距螺旋桨，并申请了专利，但是其实用性遭到质疑。1929年特恩布尔还发明了电动驱动的变距螺旋桨，并在美国获得专利，并大量装备美国寇蒂斯公司的飞机。

星形发动机是指汽缸（从五个到多达 28 个，取决于发动机尺寸）围绕发动机曲轴安装成一个圆圈，外形像一个五星或者多角星的形状。到一战结束时，旋转气缸发动机已达到设计极限，特别是吸入气缸的燃料和空气量方面很难有更大的提升，而冶金和气缸冷却方面的技术进步，促使星形发动机发展并最终取代旋转气缸发动机。星形发动机的汽缸是固定的，由曲轴带动螺旋桨旋转。与液冷的直列发动机相比，星型发动机有刚性好、零件少、重量轻的优点。1903年，兰利失败的全尺寸载人飞机就使用了星形汽油机为动力。但是大规模使用星型发动机，是一战的法国萨尔蒙公司。该公司从1913 年开始生产水冷星形发动机，最典型的9Z型号在X次世界大战期间被广泛使用。美国X种实用的星形发动机，是查尔斯·劳伦斯在19X为美国海军航母舰载机设计的J-1风冷发动机。与同类飞机中的液冷发动机相比，J-1发动机性能优越、重量更轻且更易于维护，满足了海军对用于航空母舰的紧凑型轻型发动机的需求，并且没有漏水问题。美国航空发动机专家弗雷德里克·伦奇勒在1925年通过机床制造商普拉特·惠特尼的资助，成立了新的普拉特·惠特尼发动机公司，在1926年推出的X款产品R-1340“黄蜂”星形气冷X发动机就获得了成功，在军事和民用领域都得到广泛应用，后期型号功率已经发展到600马力，总生产量达到35000台。

R-1340“黄蜂”星形气冷X发动机

在二战期间，大型气冷星形发动机更是获得了巨大的发展。典型的就是普·惠公司在1932年研制的R-1830”孪生黄蜂”。这是一种14缸双排风冷星形发动机，内部有一个1级离心式增压器。双排气缸动力装置的优点是可以在不增加发动机正面面积的情况下实现更大的发动机排量，也可以使用更小的气缸，达到更高的曲轴速度，从而产生更平稳的操作。更小、更频繁的动力脉冲也有助于发动机平稳运行，延长发动机寿命。两排气缸交错排列，能让冷却空气有效地到达后排，达到同样的降温效果。R-1830”孪生黄蜂”发动机功率通过设置可以实现从 630 到 1,350 马力不等的起飞额定功率，因此被选择为众多二战飞机的动力，既有B-24这样的轰炸机，也有道格拉斯 DC-3 和 C-47这样的运输机，以及格鲁曼 F4F舰载战斗机。1932 年至 1951 年间，普·惠公司以及授权许可生产了173618 台R-1830发动机，比当时任何其他飞机发动机都多。

R-1830是产量最大的X发动机

1937年普·惠公司开始研制美国X种双排18缸气冷星形发动机“双黄蜂” (Double Wasp)，军方编号为 R-2800。由于可靠性高、可维护性好、功率大、油耗低和重量轻，因此在航空史上也占有特殊的地位。在第二次世界大战期间，格鲁门的F6F、沃特的F4U、共和的P-47战斗机都使用这种发动机作为动力。1941年，美国普·惠公司在二战时期开始开发该公司的最后一款大型X发动机——4排28缸气冷星形发动机R-4360“巨型黄蜂”。该发动机功率达到了2800马力，每排的7个汽缸以一个较小的角度前后错开布置，使前后4个汽缸看起来像一台斜置的直列发动机。该型发动机主要装备波音B-29D轰炸机和康维尔B-36战略轰炸机。虽然R4360发动机在飞行时工作可靠，但在启动和关闭时需要进行大量且耗时的检查工作。

R-4360“巨型黄蜂”发动机

除了普惠公司，当时的美国寇蒂斯-莱特公司也是当时星形气冷X式发动机的制造巨头。莱特公司于1933年和1939 年先后推出单排9缸的R-1820发动机和双排14缸的R-2600，功率分别为893千瓦和1118千瓦。R- 2600的装备过波音公司的 “快帆”大型水上飞机、格鲁门公司TBF “复仇者”战斗机、B-25轰炸机和A-20攻击机。1936年怀特公司还开始研发双排18缸的R-3350X发动机，功率达到了2200马力（1641千瓦）。该型发动机是量产数量最多的超大功率X发动机，使用了复合式的涡轮能量回收技术，能将排气中的能量回收并用于驱动曲轴，增加发动机功率。R-3350气冷星形X发动机主要应用于B-29轰炸机等大型飞机，初期存在工作稳定性差的问题，后期得到改善。

R-3350X发动机

英国、法国、德国、意大利、苏联和日本也研制或仿制出功率为750-1500千瓦的大型气冷星形发动机。在 1936年以前, 日本的军用航空像德国一样主要采用液冷发动机，而在1937年与普-惠公司签订专利生产协议后，在第二次世界大战中转向采用气冷发动机。苏联在二战中中的军用航空主要依赖液冷发动机，但在战争后期研制了两种大型气冷星形发动机 Ash -82 和Ash - 73分别用于伊尔-2 和伊尔-3 运输机， 后来又分别用于图-2 和图-4 轰炸机。

尽管二战期间生产了大量的气冷X式发动机，但直列液冷发动机也仍然在发展，因为液冷式发动机迎风面积小，可使机头做成流线形，这对高速战斗机特别有利。而且战斗机受地面火 力的威胁小，液冷式发动机易被损坏的弱点就不突出。所以美国在第二次世界大战期间生产量最大的5种战斗机中有4种是使用液冷发动机。

罗尔斯罗伊斯的梅林发动机（Merlin）就是一种使用广泛的12缸液冷直列X式发动机，基本上是排量27L 的凯斯特尔发动机（Kestrel）的放大型。 它的最初设计功率为559千瓦，但是随着后续改进功率不断增加。在1935年装备“飓风”战斗机时，功率达到708千瓦，1936年装备“喷火”战斗机时达到783千瓦。在二战时“梅林”功率为876千瓦，到战争末期已达到1238千瓦。美国派克公司按专利生产了这种发动机，用于改装P-51 “野马” 战斗机，使该机变成战时最X的战斗机之一。 梅林发动机的特色是拥有先进的齿轮传动增压器和离心式压 气机，但在燃油喷射方面技术落后。

梅林发动机

美国艾利逊公司的V-1710则是二战美国研制并建造的X一种液冷发动机，采用V型直列12缸配置，和汽车发动机结构相似，具有模块化和对称的布局，能够低成本的大量生产。1937 年，艾里逊V-1710 成为X台以 1,000 马力通过新的 150 小时军用型式试验的美国发动机。V-1710外形最大的特点就是延长了30厘米的传动轴，这种长度适应了打造流线型战斗机的需要。艾里逊 V-1710 为第二次世界大战中的大多数美国陆军战斗机的主要动力，包括洛克希德 P-38、贝尔 P-39 和 P-63、柯蒂斯 P-40 以及早期的北美 P-51。

V-1710发动机

1935年，德国梅赛德斯-奔驰公司研发了DB 600倒置V型12缸直列水冷发动机，输出功率超过1000马力。倒置V型的优点是能够为飞行员提供更好的视野，更低的飞机重心和更简便的维护方式。该型发动机从1937年开始装备德军梅塞施密特 Bf 109 和 Bf 110 战斗机，成为二战德国军用飞机的主要动力，梅赛德斯-奔驰在此基础上发展了数种衍生型号发动机，例如Bf 109E 中的 DB-601A 使用燃油喷射而不是化油器，这是一种重要的技术改进。

DB 600倒置V型12缸直列水冷发动机

经过第二次世界大战，X式航空发动机的性能和产量都达到了历史的最高水平。当时使用的大型发动机功率达到 2500千瓦左右，功重比达1.5kW/daN，耗油率为0.23~0.28kg/(kW•h)左右，涡 轮组合发动机的耗油率更低达0. 23 kg/(kW • h)。螺旋桨飞机的最大速度从战争爆发时的500公里/小时提高到800公里/小时，升限从10000米提高到15000米。但是进一步提高功重比十分困难。

1939年8月27日，在第二次世界大战全面爆发前一个星期，亨克尔公司研制的He-178首次升空。这是世界上X架由燃气涡轮发动机推进的喷气式飞机，宣告人类进入喷气推进时代。1944年7月26日，世界上X种实用的喷气式战斗机——德军的Me-262战机在二战中首次出战，击伤了英军的一架“蚊子”侦察机。这标志着喷气发动机开始大规模进入实用阶段。

X架喷气式飞机He-178

英国的弗兰克·惠特尔在1930年获得了一种离心式喷气发动机的专利，但直到1936年才获得了资金支持进入实际研发阶段，由于研发不顺利直到1939年惠特尔的喷气式发动机才进入稳定运行阶段。1939年英国德国宣战，促使英国航空部追求重量更轻、制造成本更低航空发动机，最终1940年2月3日决定采用惠特尔的喷气式发动机制造E.28/39战斗机。而德国的汉斯·冯·奥海因在1935年申报了另一种离心式喷气发动机概念的专利，并在1936年获得恩斯特·亨克尔的支持，使用亨克尔的设备、工程团队和资金来制造发动机，并在1939年完成了He-178原型机的制造并于当年完成首飞，比弗兰克·惠特尔的飞机早了一年，后者在1941年才实现首飞。

英国喷气式8/39喷气式飞机

在He-178成功首飞后，德国官方要求容克斯、戴姆勒-奔驰、宝马等发动机制造商生产涡轮喷气发动机，最终只有容克斯和宝马的涡喷发动机真正投入生产。容克斯公司的奥地利发动机专家安塞尔姆·弗兰茨实际并没有跟随奥海因的离心式喷气发动机，而是采用了轴流式的设计方案。由于轴流式涡喷发动机对材料和生产工艺要求高，因此为了尽可能保证顺利研发，弗兰茨在发动机的其他设计上尽可能简单来降低复杂性。在1942年，容克斯公司终于研发出Jumo 004涡喷发动机，并最终在1944年实现量产。Me-262实际装备的是Jumo 004B-1型发动机，推力907公斤，后续容克斯公司还研发了世界X台配备加力燃烧器的涡轮喷气发动机Jumo 004E型，推力增加到1197公斤。宝马公司也同样走轴流式涡喷发动机的技术路线，先后研制成功推力790公斤的BMW003发动机和推力2940公斤的BMW008发动机。但并没有实现大规模量产和装机服役。

Jumo 004涡喷发动机

英国罗罗公司在1941年将惠特尔发动机的研发工作接管，开始进行大量的改进和研究工作。1943年罗罗公司推出了他们的X台产品：威兰德离心式发动机。推力达到771公斤。装备两台威兰德发动机的“流星”（Meteor）战斗机在1944年5月开始服役。这是二战中盟国X参战的喷气式战斗机。罗罗公司后续又在威兰德发动机基础上开发出“德温特”和“尼恩”两种离心式涡喷发动机，后者推力已经达到2267公斤。

威兰德离心式发动机

英国和德国的喷气发动机技术在战争中迅速扩散到其他国家。第二次世界大战结束，苏联就开始利用缴获的资料和设备，在德国技术人员的帮助下，仿制德国的Jumo 004和BMW涡喷发动机，并分别命名为RD-10（PД-10）和RD-20（PД-20）。1946年4月，这两种发动机分别装在米格-9和米格-15战斗机上试飞成功，苏联从此拥有了自己的喷气式战斗机。1947年，苏联通过贸易谈判从英国X了25台“尼恩”发动机和30台“德温特”发动机，便立即着手仿制。“尼恩”发动机由克里莫夫设计局仿制成功，命名为RD-45（PД-45）；“德温特”发动机由米库林设计局仿制成功，定名为RD-500（PД-500）。1949年RD-45发动机开始批量生产，装备米格-15。

1941年5月英国的E28/39试飞成功后，美国专门派代表团参观并与英国签订了仿制惠特尔离心式发动机的合同。1942年美国通用电气公司成功仿制惠特尔离心式发动机，命名为I-A发动机。1944年通用电气公司研制出改进的I-40发动机。1944年4月通用电气公司决定开发J35型轴流式涡喷发动机。在二战结束后的1946年，美国又在吸收德国专家技术的基础上研制推力达到2600公斤级别的J47涡喷发动机，最终装备F-86A战机。

J47涡喷发动机

此外，研制BMW003轴流式发动机的德国专家奥斯特里希博士，则在二战后为法国工作，在1945年10月研制成功 ATAR 101发动机，其技术来源就是BMW轴流式发动机，但是推力达到2700公斤。1946年法国斯奈克玛工厂开始生产 ATAR 101发动机，并开始装备法国国产的作战飞机。

20世纪40年代初到70年代初30年间，是涡轮喷气发动机大发展时期。推力范围覆盖几百公斤到十几吨，美英苏法各国涡喷发动机型号繁多超过数十种，型号应用范围也十分广泛。在涡喷发动机的推动下，作战飞机的速度逐步突破螺旋桨X发动机的上限、音速甚至达到3倍音速。1974年9月美国SR-71飞机创造了时速3666公里的最快飞行纪录，使用了2台加力推力达到14吨的J58涡喷发动机。但是涡喷发动机存在亚音速效率低、油耗大和噪音大的缺点。

J58涡喷发动机

在20世纪30年代就有人开始研究涡扇发动机。当时英国工程师艾伦·阿诺德·格里菲斯就提出了涡扇发动机的设计，而惠特尔也提出过涡扇发动机的方案，但是由于战争和技术条件的原因，这些设想还无法实现。1946年英国罗尔斯·罗伊斯公司开始研究涡扇发动机，并在1952年7月制造完成世界上X台实用化涡扇发动机——RB.80“康威”（Conway），首次运行推力达到4535公斤。“康威”系列发动机的最终型号 RCo.42推力已经达到9185公斤。在英国涡扇发动机研发成功后，美苏在20世纪60年代也立刻研制出类似的产品，美国普·惠公司通过改进J57涡喷发动机，研发了JT3D-1涡扇发动机，耗油率噪声显著下降。而通用电气公司则是把J79单转子涡喷发动机改为涡轮后风扇发动机C亅805-21。苏联研发涡扇发动机比美国早一些，在1955年就开始设计Д-20P等涡扇发动机，并在1960年投入使用。

世界上X台实用化涡扇发动机——RB.80“康威”

在“康威”发动机之后，英国罗·罗公司于上世纪50年代末开始设计“斯贝”涡扇发动机。“斯贝”于1959 年7月开始设计，1960年开始首次台架试车，1961年10月试飞，1962年7月进行了 150小时持久试车，按照推力大小可分为4500公斤、5400公斤、6800公斤3个推力等级。其中，民用发动机的主要型号有МK505、 МK506等型号，而军用发动机主要有MK101, MK202等。“斯贝”MK202用于英国引进的F-4K/M “鬼怪”式战斗机。

“斯贝”MK202军用涡扇发动机

1958年，美国普·惠公司开始为道格拉斯公司的民航客机研制基于JT8D涡扇发动机的JT10A发动机，但是后来客机项目下马。1960年，美国海军开始选择JT10A涡扇发动机，但后续项目又被取消。最终在1961年美国空军的F-111选择了JT10A涡扇发动机作为动力，型号变为TF-30，而且还增加了加力燃烧器。TF30是是世界上X种量产的带加力的涡扇发动机，为F-111和F-14A战机提供动力，最大加力推力达到11.3吨。

TF-30涡扇发动机

斯贝和TF30的涵道比都属中等，分别为0.62和 0.9。这两型发动机在服役中显示的特点是综合性能好，航程和中低空性能方面表现良好，但是增压比及推力等级和涡喷发动机相比并不突出，而且加力耗油率仍然较高。在发动机的推重比上，这两型涡扇发动机也并不占优势，处于5-6的水平。

在20世纪60年代末70年代初，航空远程客运货运量剧增，同时石油价格猛涨，因此增加推力同时减低油耗和噪音就成为民用航空发动机的重点发展方向。而实现上述目标就要靠发展高增压比、高涡轮前燃气温度和高涵道比的新型涡扇发动机。涵道比的增大使推进效率提高，总压比增大使热效率提高、耗油率下降。

普惠公司的 JT9D、通用电气公司的CF6-6、 罗·罗公司的RB211-22B，分别于1970年、1971年与 1972 年投入使用，属于X代高涵道比涡扇发动机。这一批大涵道比涡扇发动机的涵道比约为5:1， 总压比约为24:1，推力为18吨左右。20世纪80年代普惠公司的PW4000、通用电气公司的CF6-80C2、罗罗公司的RB211-524D，涵道比没有明显变化，但是但总压比增加到 28-32:1，耗油率有明显降低，推力增加到23-28吨。而20世纪90年代出现的PW4168、CF6-80E1与遄达 700发动机，涵道比提高到6-8∶1，总压比增加较大达到34-40∶1，因此耗油率比上一时期又有明显降低。推力增加到30-40吨。

普惠公司的PW4000高涵道比涡扇发动机

高增压比、高涡轮前燃气温度和高涵道比民用涡扇发动机的发展，也带动了军用航空发动机的发展，特别是战斗机使用的加力式涡扇发动机。自1973年美国普惠公司研制成功第1台推重比8一级涡扇发动机F100以来‚，GE公司的F404、F110、西欧三国的RB19、法国的M53、俄罗斯的RD-33（PД-33）和AL-31F（АЛ-31Φ）相继问世。除法国的M53为单转子涡喷发动机外（推重比只有6.56），其余均为双转子或三转子涡扇发动机‚，推重比为7.5-8‚，涡轮前燃气温度为1600~1700K。这类第三代发动机改进的主要方向是改善可靠性和耐久性、增大推力、提高推重比。

AL-31FN发动机

第五代战斗机是美国在冷战对抗时期开始研制的。第五代战斗机对发动机的主要技术要求包括：(1)推重比达到10以上；(2)应满足飞机具有超声速巡航能力，即要求发动机不开加力时的最大推力要尽可能大；(3) 为飞机提供短距起降和过失速机动能力(采用推力矢量喷管)；(4) 有良好的隐身能力，发动机的X和雷达反射信号特征小；(5)采用双余度全权限数字电子控制(FADEC); (6)与第四代战斗机用的发动机相比，零件数量减少；(7)寿命期费用降低约25%~30%。

F119-PW-100发动机是普惠公司为F-22研制的双转子加力式涡扇发动机，具有高推重比、小涵道比、高涡轮进口温度和高节流比等特点，是第五代战斗机发动机的典型代表，也是当今世界最先进的航空发动机之一。F119发动机采用了风扇/压气机/涡轮三维计算流体力学等设计技术（风扇宽弦无凸肩叶片，压气机宽弦高负荷转子叶片，风扇/压气机弓形静子叶片，涡轮高负荷转子叶片）、整体叶盘结构转子和浮动壁燃烧室等先进结构、高强度阻燃钛合金（压气机静子、加力燃烧室和喷管）和单晶材料等新颖的材料，使得F119发动机达到了很高的性能。

F119-PW-100发动机模型

F135发动机是F119发动机的衍生型，用于F-35战机。该发动机的3级风扇采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和失谐技术。在保持原风扇的高级压比、高效率、大喘振裕度和轻质量的同时，将风扇的截面面积增加了10％～20％，6级压气机与 F119发动机的基本相同。燃烧室在 F119发动机浮动壁燃烧室的基础上，采用了高燃油空气比燃烧室技术，满足了效率目标。F-135发动机的高、低压涡轮采用对转结构“超冷”高压涡轮，转子叶片和导流叶片采用计算流体力学（CFD）方法设计，能够明显提高工作温度。低压涡轮增加1级变为2级以适应增大的风扇。喷管由 F119发动机的二元推力俯仰矢量喷管变为轴对称喷管，此外还采用了先进涂层、先进的预诊和状态监控技术等。

测试中的F135发动机

X式发动机是依靠X在汽缸中的往复运动使气体工质完成热力循环，并将燃料的化学能转化为机械功，通常由汽缸、X、进/排气阀、连杆和曲轴组成。X在汽缸内的往复运动距离为冲程。绝大多数的航空X式发动机采用四个冲程的奥托循环：X是进气冲程，X下移，进气门打开，排气门关闭，新鲜的汽油和空气的混合气被吸入汽缸。压缩冲程混合气在点火燃烧之前必 须进行压缩，使气体的压力和温度升高。 这样可以加快燃烧速度，提高做功能力。 第二是压缩冲程，X上移压缩混合气体。X式发动机的压缩比为5~8。压缩比越大，发动机效率越高。第三是X冲程，混合气体被点燃，推动X向下移动，推动曲轴机构做功，第四是排气冲程，排气门打开，废气排出。然后，排气门关闭，进气门打开， X又向下移动，开始一个新的循环。

星形X发动机工作示意动画

X式发动机只能提供轴功率，还要通过空气螺旋桨式旋翼将X气缸驱动的轴功率转化为飞机的推力或拉力。由于发动机转速比空气螺旋桨或旋转速大得多，所以要通过减速器减速。空气螺旋桨的工作原理是当螺旋桨旋转时，将空气推向后方，按照牛顿第三定律，桨叶用力把空气 推向后方，空气必将给桨叶施加一个大小相等、方向相反的力。这就产生了推力或拉力。桨叶实际可看作高速旋转的“机翼”，每一个桨叶在空气中高速运动 ，会产生一个力。它可以分解为沿飞行方向的分力和在旋转面上但与旋转方向相反的分力。各桨叶向前分力之和就是螺旋桨的拉力，各剖面上分力之和就是螺旋桨的阻力，要由发动机来克服。

涡喷发动机工作时，空气由进气道进入压气机，压气机对流进的空气进行增压, 增压的程度即称为压气机的增压比。增压比是涡轮喷气发动机中影响性能好坏的一个重要循环参数。增压后的高压空气进入燃烧室，与由喷油嘴喷入的燃油 (航空煤油)掺混后燃烧，燃烧后的高温燃气由燃烧室流出，进入涡轮。燃烧室出口的燃气温度即涡轮进口的燃气温度，是发动 机中又一重要参数。此温度越高， 发动机性能越好，但它却受到涡轮叶片材料的耐温性能及涡轮叶片的冷却技术的限制，因此根据发动机涡轮前温度的高低就能评定发动机的性能水平，同时也能评定涡轮工作叶片材料及冷却技术的水平。高温、高压燃气在涡轮中X作功，使涡轮转子高速旋转并产生极大的功率以驱动压气机高速旋转。燃气的能量在涡轮中并未完全X，表现在涡轮出口的燃气还有一定压力及温度。燃气在尾喷管中继续X，以高温高速排出。根据牛顿动量定律，气流流过发动机时，速度大幅度增加，相当发动机给这股气 流一个向后的力，由牛顿第三定律这股气流就给发动机一个向前的反作用力，这就是涡喷发动机的推力。和X发动机相比，涡喷发动机是直接排出气体，直接作用于发动机，而X发动机是燃烧气体作用于曲轴驱动螺旋桨，效率有很大差别。

涡喷发动机工作示意动画

涡轮风扇发动机与涡喷发动机看起来十分相像，主要差别在于它的低压压气机的叶片加长成了风扇，并在其后方加一个外涵道(或同心机匣)。与涡喷发动机比较，在燃气发生器相同的条件下，涡扇发动机的空气流量大，排气速度低，因而推进效率高，耗油率低。因此，高涵道比涡扇发动机很适合作为高亚声速旅客机和运输机的动力。如果涵道比小但增加了加力燃烧室，外涵道中新鲜空气多，可以喷入更多的燃油燃烧，加力推力增加多，适合超声速战斗机作战。飞机在亚声速巡航时不开加力，耗油率低，航程或续航时间长，但是在起飞、爬升、加速和高速飞行时打开加力，同样可获得很好的性能。

涡扇发动机工作示意动画

涡桨发动机和涡轮喷气发动机主要部件都是一样的，有进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，工作原理也大致相同，但涡桨发动机靠尾部的动力涡轮，把燃气发生器出口燃气中的大部分可用能量转变成轴功率，通过一根带减速器的前输出轴驱动螺旋桨。涡桨发动机的拉力(或推力)主要 靠螺旋桨产生，喷管中的排气X生的直接反作用推力只占总推力的5% ~10%。

涡桨发动机结构

涡轴发动机的工作原理和结构与涡桨发动机类似，不过它的动力涡X率输出用来驱动直升机旋翼和尾桨。动力涡轮的轴根据驱动形式可分为定轴式和X涡轮式两类；按照输出方向分为两类: 由压气机前伸出的称为前输出轴，由涡轮后伸出的则称为后输出轴；从燃气发生器的转子数目分类，也可分为单转子涡轴发动机和双转子涡轴发动机。由于涡轴燃气发生器的转速每分钟超过数万转，而直升机使用的螺旋桨每分钟最多不超过2500转，因此需要减速器来降速，这是涡轴涡桨类发动机的关键部件。

涡轴发动机

涡扇发动机涵道比越高，空气流量越大，耗油率越低，而桨扇发动机就是一种把涡扇外涵道机匣取消的、超高涵道比的特殊螺旋桨涡扇发动机，涵道比可达到25-60。为了适应高转速和高亚音速下的飞行，没有外涵道机匣的螺旋桨不同于一般的螺旋桨，需要设计成叶片数目多、宽而薄，有大的后掠角，叶片数目多，桨叶直径也较小。在飞行时，不但有高温高压的燃气流过涡轮被排出，产生一部分推力，而且高速运行的外桨叶还在超大的外涵道部分推动了大量空气向后流动，从而产生了主要的推力。

桨扇发动机

电动飞机采用电动力驱动的螺旋桨或涵道风扇作为推进器，为飞机提供推力。驱动电动机可采用交流同步电动机、永磁同步电动机、无刷直流电动机等类型电机。采用螺旋桨、涵道风扇与电动机一体化优化设计技术。电推进技术通过高功率密度电动机带动涵道风扇或螺旋桨，为飞机提供部分或全部飞行推力，有效解决传统飞机推进系统带来的噪声和污染排放问题。

冲压式喷气发动机由进气道(扩压器)、燃烧室和尾喷管组成。它利用飞行器高速飞行时，迎面气流进入发动机后减速增压并达到一定数值，直接进入燃烧室喷油燃烧，从燃烧室出来的高温高压燃 气直接进入尾喷管X加速向后喷出，产生反作用推力。由于没有压气机，因而也不需要涡轮，所以这种发动机的热效率高、结构简单、重量轻、成本低。但其缺点是不能在静止状态或低速下起动，需要用其他助推器使航空器达到一定速度后才能起动并开始有效工作。

按照工作原理分：可分为直接反作用推进航空发动机和间接反作用推进航空发动机。直接反作用推进发动机包括涡喷发动机、涡扇发动机、冲压发动机，涡喷冲压组合发动机、火箭发动机；间接反作用推进发动机包括X发动机、涡桨发动机、涡轴发动机、桨扇发动机和电动发动机。

按照吸入工质划分：可分为吸空气发动机和非吸空气发动机。非吸空气发动机包括电动发动机和火箭发动机，其余均为吸空气发动机。

按照时代来划分：可分为传统航空发动机和新概念航空发动机。传统航空发动机包括X式发动机、喷气发动机，新概念发动机包括脉冲爆震发动机、多核心机发动机、组合发动机，太阳能发动机、微波电动发动机以及电致伸肌动力发动机等。

在涡喷发动机诞生初期，燃烧室是导致发动机能否研发成功的一个关键组件。因为压气机的出口速度，也就是燃烧室的进口速度超过每秒100米以上，因此在高风速下点火稳定燃烧，在极短时间内让油料空气混合气体充分燃烧，而且还能让涡轮承受燃烧的压力，这是发动机设计者必须考虑的问题。针对稳定燃烧的问题，是通过在燃烧室中设置燃烧碗或者扰流器来形成人工旋风来稳定住火焰，其次发明燃油喷雾器来细化或者雾化燃油颗粒。第三是设计特殊的双层结构，来引导和调整空气量的分配进行掺混，既保证一部分空气充分燃烧，同时用来另一部分空气来冷却、掺混和稀释高温燃气 ，使其温度降到涡轮材料能够承受的程度。现在主流的涡喷发动机燃烧室包括环管燃烧室、环形燃烧室以及双环腔燃烧室等结构方案。

J79发动机的双环腔燃烧室

为了增加涡喷发动机的推力实现超音速飞行，后续涡轮后方又增加了加力燃烧室。加力燃烧室结构是通过设计V型槽来实现人工设计的龙卷风，在速气流中构成了稳定的火源，复燃加温后的气流最后自喷管以更高的速度喷X去，产生更大的加力推力。加力燃烧室的设计难点是容易发生振荡燃烧现象，能迅速导致发动机损坏，解决的办法是在加力燃烧室的X设置一个有很多不同直径小孔的衬套。

目前新一代的燃烧室已经向冲击-对流-气膜复合冷却的浮壁式构造发展，涉及到一系列的高精度制造和加工技术，包括激光打孔、电子束焊接等。此外增材制造技术也已经应用到燃料空气组合喷嘴制造、燃烧室整体制造加工、燃烧室新型结构组件制造等领域，能更好的融合融合金属与非金属材料，提升燃烧室的综合性能。

压气机是向气体传输机械能、完成发动机热力循环中气体工质压缩过程，以提高气体压力的机械装置，是涡轮喷气发动机的一个重要部件。其主要作用是：将进入发动机的空气压力提高，为燃烧室提供高压空气，以提高发动机热力循环的效率。目前降低轴流式涡喷发动机油耗的最有效办法，就是提高压气机的总增压比，即增加压气机的级数。但是高增压比会导致压气机发生喘振。这是一种高振幅的压力振荡现象，会导致压力发生剧烈震动，出口压力急速下降，涡轮后的温度突然升高，严重时会烧坏涡轮并损坏发动机。解决办法是在设计上压气机有一定的喘振边界和喘振裕度，此外一般在压气机中间级处设置放气口，或采用多排可调静子叶片(即改变静子叶片的安装角)，或将压气机做成两个转速不同的转子等措施来改变流道的流通能力，扩大其稳定工作范围。

J79涡喷发动机低压压气机剖面

压气机工作时，转子转速一般达到每分钟10000转以上，产生很大的离心力。X除承受本身的离心力外，还要承受工作叶片传来的离心力，因此X的工作条件比叶片苛刻得多。要保证工作叶片、 X有足够的强度，对温度低于400摄氏度的前几级工作叶片与X均用比重较小的钛合金来制造，以减轻重量，而后几级工作叶片和X都要用能耐高温的合金钢或高温合金制成。

从20世纪60年X始，无论是军用还是民用涡扇发动机，压气机的总增压比和平均增压比不断升高，其带来了一系列新的问题，诸如喘振裕度变小、工作效率降低等。因此必须采取一系列的新措施或新技术，确保压气机的喘振裕度和效率不降并有所提高。这些技术包括风扇可变弯度进口导叶、双转子或三转子轴承、高压前四排静子可调、出口串列叶栅、机匣处理等。

压气机叶片是航空发动机的核心零件，其制造品质直接影响着发动机的服役性能和寿命。随着压气机增压比不断提高，叶片结构更趋复杂，其尺寸更大、材料更难加工、精度要求更高。新结构、新材料的采用对叶片制造技术提出了更苛刻的要求。压气机叶片制造的关键技术包括叶片高效精密加工专用工装设计与制造、叶片加工过程颤振与变形控制技术、叶片高速切削技术、叶片的自适应加工技术、叶片高效精密数控加工专用工艺软件系统、叶片自动化和智能化生产线技术。

地勤人员安装TF30发动机压气机叶片

涡轮轴承座是航空发动机的主要承力部件之一。其主要功能是支撑发动机转子轴承安全稳定运转，工作时需要承受高温差及高应力载荷。随着航空发动机性能提升的需求，整机减重的一个重要方法就是采用耐高温钛合金材料制造轴承座。而增材制造技术对轴承相关件的制造工艺主要集中通过专用金属粉末对轴承、轴承座进行激光 增材技术修复，以实现报废品的再生制造能力，节约了成本并缩短维修时间。

目前主流的商用大飞机均采用高涵道比发动机，其风扇一般直径超过2米以上，空气流量巨大，因此现役和正在研发航空发动机均采用宽弦空心风扇叶片。宽弦空心风扇叶片最早由英国和美国等国家的航空发动机公司提出，弦长的增加避免了窄弦叶片凸肩带来的效率损失，同时提高了耐疲劳性能及抗外物损伤能力。目前航空发动机风扇叶片主要包含钛合金和复合材料两类材料，钛合金宽弦空心风扇叶片是典型的空心加强结构零件，要求具备完整的空心减重结构及准确 的外部气动掠形结构，成形工艺复杂，其制造综合运用了扩散连接/热成形以及数控加工、无损检测等组合工艺技术，此种组合成形工艺技术可以充分发挥钛合金成形复杂构件控形、控性的优势。相比复合材料，金属材料裂纹扩展的延缓性相较于复合材料仍是一大优势。

高涵道比发动机风扇叶片

涡扇发动机的一个重要指标就是涡轮前温度，因为涡轮前温度越高，流过发动机的每千克空气产生的功越多，推力也就越大。提高涡轮前温度有两条途径，一是使用新的耐高温坚固材料在制造涡轮叶片，二是在涡轮叶片结构设计上适应涡轮的严酷工作条件，例如采用各种冷却技术。从材料上来说，典型的第三代涡扇发动机多采用X代单晶和定向合金，而F119、F135等第四代发动机则使用第二代单晶合金，未来的第五代发动机涡轮前温度将达到2200K，将使用第三代单晶合金以及金属间化合物。而从设计上来看，主要是在叶片上采用各种冷却技术，例如第三代涡扇发动机的涡轮叶片为气膜冷却，也就是在叶片上设计小孔或者长槽，让冷却气流在叶片表面形成低温气膜。F-119等第四代发动机则使用复合冷却结构，就是同时采用冲击冷却、气膜冷却、对流冷却等多种技术。未来涡轮叶片将采用双层壁超冷或者铸冷涡轮叶片技术。

现在制造涡轮叶片的技术一般采用熔模铸造等精密铸造工艺，其特点是制成零件精度高，表面粗糙度可达普通机械加工达到的水平，可制作非常薄且复杂的叶片零件。此外涡轮叶片的熔模制造还需要对叶片凝固过程进行控制，获得平行于叶片轴向的单晶组织，那么可以提高叶片的寿命和工作温度。先进高效冷却叶片制造十分复杂了，继续提高铸造水平难度非常大的，因此更多的是改善叶片自身的材质。近期3D打印技术（或称为“增材制造”技术），又成为涡轮叶片的一种新加工技术。这是一种“自下而上”材料累加的制造方法。传统的涡轮叶片制造工艺大部分是通过制造模具后脱模浇铸成型，或者通过挤压、模压成型，其对材料的要求、几何图形的尺寸要求都十分高。而与传统的涡轮叶片制造工艺相比，3D打印技术在涡轮叶片的材料、质量、生产周期和生产成本等方面都具有明显优势。

涡轮叶片（左）和生产叶片用的蜡模

传统喷气发动机只能提供向前的推力，飞机的机动性和操纵性由气动舵面来控制。而推力矢量发动机的喷管可具有操纵飞机的偏航、俯仰、横滚等能力，使飞机的机动性、敏捷性大幅度提高，同时减少飞机的气动舵面，减小尾翼从而减少阻力。另外飞机的短距起降能力也涉及到推力矢量喷管技术。目前推力矢量喷管包括二元推力矢量喷管、轴对称推力矢量喷管和球面收敛调节片推力矢量喷管。短距垂直起降固定翼飞机使用的矢量喷管包括转向喷管和3轴承偏转喷管。

矢量喷管通过可动部件实现喷气力矩的偏转，且喷管工作在高温环境中，因此涉及到喷管的密封、冷却及质量减轻技术的研究。矢量喷管一般安装在发动机加力燃烧室后面，喷管在热燃气环境中应保证结构的完整性，避免高温燃气泄漏造成火灾；另一方面，良好的密封性能可减少喷管漏气造成的推力损失。喷管的密封系统要克服高温环境下温度对密封件的热载荷，保证旋转件与固定件间的最小间隙。喷管的冷却技术，则是采用气膜冷却方式从发动机冷流部件引出冷却气流对喷管壁面进行冷却，防止局部温度过高使喷管发生形变。减重技术则是使用陶瓷、碳-碳复合材料来建造高温轻质量喷管。

70年代中期以微电子技术为基础，使得发动机采用数字式电子调节器成 为可能。所谓数字式电子调节器就是用数字机(微处理器)完成有关发动机的信息采集和计算以及控制相关的执行机构。采用数字式电子控制器的典型发动机有 F100、F404、F110 等。数字式电子控制器还都保留部分液压机械式控制，只是部分功能的电子控制。到了80年 代，数字电子控制器逐渐成熟，出现了全功能数字电子控制器或系统，也称为全权数字电子控制(FADEC)系统。全权数字电子控制系统能实现充分开发发动机在起飞、爬高、加速、巡航等各种模式下的最大潜能，在故障发生时尽可能保证发动机还能正常工作，能通过信息交换实现飞行/推进/火力综合控制。

全功能数字电子控制的研制技术涉及软硬两个方面。软件是开发全功能数字电子控制的灵魂，提高可靠性是控制软件的关键。一般是基于模型进行控制与软件开发，涉及模型构建、仿真验证、模型变更、设计报告生成和软件符合性测试验收等技术。而从硬件上看，全功能数字电子控制系统并不是仅仅把功能复杂的微型计算机装置装到发动机上就可使用，因为它的工作环境异常恶劣，因此需要进行专门的强度和耐热设计，能通过振动、冲击、持续加速度、高低温、高低压、电磁干扰、淋雨、雷击、沙尘、湿热、盐雾、大气污染和核辐射等的一系列 试验项目。因此全功能数字电子控制系统采用特殊的接口插销和衬垫，应用热管、金属导热条、冷却液等措施，专门进行冷却和隔热设计。相关的环境试验必须在专门的高空舱中模拟高空条件进行上百次的试验。

如果采用定轴式设计方式，中小型涡轴的燃气发生器转速可以达到达4万-5万转/分，如果采用X涡轮式设计的涡轮，动力涡轮的转速也有2万-4万转/分。而涡轴驱动的直升机旋翼转速只有120-360转/分，而涡桨发动机驱动的螺旋桨为800-2500转/分，因此涡轴或涡桨发动机都带有减速器来把输出的高转速降到推进器要求的低转速，通常得有两级减速器或多级减速器才能完成如此高的减速比。

减速器的制造技术要求很高，因为要能在尺寸小、重量轻的条件下，安全可靠地传递大功率。由于减速器全是采用齿轮传动，因此加工要求非常高，齿距和齿形加工误差在0.005到0.03毫米之间，为头发丝直径的十四分之一到二分之一。另外减速器的工作寿命也有要求，要能达到1500小时以上，甚至有的要达到6000小时。

涡桨/涡轴发动机尤其是中小型的涡桨/涡轴发动机的燃气发生器，与追求高空高速和大推力级高推重比涡喷/涡扇发动机有着很大的不同。在压气机上，涡桨/涡轴发动机采用离心式压气机或组合式压气机，只有少数大中型涡桨/涡轴发动机采用轴流式压气机。在燃烧室上，涡桨/涡轴发动机体积小，但是仍然要保证燃烧和燃烧完全，因此要保证火焰筒长度及截面积。在涡轮设计上，由于涡桨/涡轴发动机的涡轮尺寸更小，制造内部结构复杂的空心气冷涡轮叶片就更加困难。

制造涡轮涡桨燃气发生器，涉及薄壁零件加工、新型钛合金、镍基合金等不同材料薄壁大尺寸焊接变形控制技术、先进的电子束焊、激光焊、自动氩弧焊、真空钎焊等焊接工艺。而涡X叶轮制造采用桶形（锥鼓）铣刀宽行数铣、高速铣等工艺铣削叶片和轮毂型面。涡轮工作叶片制造采用精密铸造毛坯工艺来解决内腔成型问题，而外部的气膜孔加工将采用飞秒激光等高效加工技术。

美国航空发动机专家弗雷德里克·伦奇勒在1925年通过机床制造商普拉特·惠特尼的资助，成立了新的普拉特·惠特尼发动机公司，在1926年推出的X款产品R-1340“黄蜂”星形气冷X发动机就获得了成功。战后普·惠公司凭借J57发动机在涡喷发动机竞争中脱颖而出，1952年的B-52 和后来的空军F-100、F-101、 F-102和海军 A3D、F4D 和 F-8 飞机都使用J57发动机。J58的开发让SR-71侦察机飞行速度超过3马赫。普·惠后续提供了一系列军用涡扇发动机，包括F-111 中的 TF30；F-15 和 F-16中的F100；F-22 中的 F119和F-35系列中的F135。普·惠公司对民用客机的大涵道比涡扇发动机也有贡献，波音、道格拉斯和空客飞机上使用过普惠公司的 JT3、JT3D、JT4、JT8D、JT9D、PW2000、PW4000 和 PW6000发动机。

军用型号：F-35使用的F135发动机、F-22使用的F119发动机、C-17运输机使用的F117发动机、F-15和F-16使用的F100发动机、KC-46加油机使用的PW4062/F139发动机、B-52轰炸机和E-3预警机使用的TF33发动机。

民用型号：普·惠GTF发动机、V2500发动机、GP7200发动机、PW4000系列发动机、PW2000系列发动机、JT8D发动机、JT9D发动机

1917年，美国通用电气公司（GE）通过研制350马力的涡轮增压发动机，获得了军方的大量合同。正是通用电气公司在涡轮机和涡轮增压器方面的专业性，促使美国陆军空军决定选择该公司来开发美国X台喷气发动机。通用电气公司研制了美国X台喷气发动机、X台实现两倍和三倍音速飞行的涡轮喷气发动机，以及世界上X台投入使用的高涵道比涡扇发动机。目前通用电气公司的F110、F414都是美军主力战机的发动机，而GE还在开发下一代的军用变循环发动机XA100和T901涡轴发动机。在民用领域，通用电气公司通过CF6系列高涵道比涡扇发动机，进军民用市场。2004年后通用电气公司还为美国波音787和747-8新一代客机研制了取代CF6系列的GEnx高涵道比涡扇发动机。

军用大飞机型号：CFM-56、F138

军用战斗机型号：F414、F404、F110、XA100

军用涡轴型号：T408、T901、T700

民用大飞机型号：GEnx、GE90、CF-6、GE-9X、CFM-56、CFM LEAP、CF34-10

民用涡轴型号：CT7

1904年罗尔斯·罗伊斯公司成立。1914年一战爆发后，英国军方要求罗尔斯·罗伊斯公司制造飞机发动机，该公司即推出了12缸的“老鹰”航空发动机。在X次世界大战中所有英国制造的飞机发动机中，罗尔斯·罗伊斯公司产量超过 60%。二战期间，罗尔斯·罗伊斯公司总共建造了16万台52个型号的“梅林”发动机，装备“飓风”“喷火”战斗机和“兰开斯特”轰炸机。二战后罗尔斯·罗伊斯公司开始研发喷气式发动机，并研制了世界上X种实用化涡扇发动机——RB.80“康威”（Conway）。1971年，罗尔斯·罗伊斯由于开发RB211大涵道比涡扇发动机陷入严重困难，导致美国提供2.5亿美元担保将该公司重组。罗尔斯·罗伊斯渡过难关后将RB211发动机持续完善，同时还推出了新的“湍达”（Trent）系列发动机。

民用大涵道比涡扇发动机型号：“湍达”XWB、“湍达”7000、“湍达”1000、“湍达”500、“湍达”700、“湍达”800、“湍达”900、RB211-524G/H &-T。

军用型号：F-35B的升力风扇、EJ200涡扇发动机、RB199涡扇发动机、飞马涡扇发动机、阿杜尔（Adour）小型涡扇发动机、AE 1107C涡轴发动机、CTS800涡轴发动机、MTR390涡轴发动机、M250涡轴发动机、AE 2100涡桨发动机、T56涡桨发动机、TP400-D6涡桨发动机、M250涡桨发动机、BR710小型涡扇发动机、AE 3007小型涡扇发动机。

普京上台后，推动俄罗斯发动机企业进行了X轮整合，成立了 4 家控股公司。分别是“礼炮航空发动机联合体”“留里卡-土星航空发动机联合体”。第三个控股公司是在克里莫夫股份公司的基础上，通过合并莫斯科的车尔尼雪夫工厂成立；第四个控股公司是在萨马拉航空发动机制造中心的基础上组建。2008 年，在俄罗斯X的主持和推动下，又将这 4 家企业的国有股份整合在一起，成立了联合发动机制造集团控股公司（ODK)。2013 年 7 月，联合发动机制造集团控股公司更名为联合发动机制造集团股份公司，下设军机发动机部、民用飞机发动机部、直升机发动机部和燃气轮机部。

民用型号：PD-14高涵道比涡扇发动机、PS-90A高涵道比涡扇发动机、PS-90A-76高涵道比涡扇发动机、PS-90A1高涵道比涡扇发动机、PS-90A2高涵道比涡扇发动机、PS-90A3高涵道比涡扇发动机、D-30涡扇发动机、D-30KP涡扇发动机、D-30KU涡扇发动机、D-30KU-154涡扇发动机。

军用型号：AL-31系列涡扇发动机、AL-41F-1S涡扇发动机、RD-33MK涡扇发动机, TRDD-50AT小型涡扇发动机、AI-222-25小型涡扇发动机。

中国航空发动机集团有限公司于2016年8月28日正式挂牌成立，由X国有资产监督管理委员会、北京国有资本经营管理中心、中国航空工业集团有限公司、中国商用飞机有限责任公司共同出资组建，下辖27家直属单位，拥有3家主板上市公司，现有职工7万余人，拥有包括7名院士、200余名国家级专家学者。该公司要从事航空发动机、辅助动力、燃气轮机、飞机和直升机传动系统的研制、生产、维修和服务，从事航空材料及其它先进材料的研发与制造。中国航发设计生产的涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、X发动机广泛配装于各类军民用飞机、直升机。

军用涡扇发动机：“太行”发动机、“太行”发动机发展型。

民用涡扇发动机：CJ1000A发动机、CJ2000发动机。

涡喷发动机：“昆仑”发动机

涡轴发动机：涡轴-16发动机、AES100发动机、“玉龙”发动机、涡轴8系列发动机。

涡桨发动机：AEP500发动机、AEP80发动机、涡桨-9发动机、涡桨-6发动机、涡桨-5发动机。

乌克兰马达西奇公司的历史可以追溯到1907年，当时该厂主要是生产机械工具。1915年，该厂被X开始生产航空发动机。后续苏联军队使用的M-6、M-11、M-22、M-85、M-86、M-87、M-88、ASh-82FN、ASh-62IR和AI-26VX发动机都是马达西奇生产的。1953年，该公司开始生产RD-45和RD-500喷气发动机。这标志着进入涡轮发动机生产时代。马达西奇多种发动机都在苏联国内航空发动机制造业的发展中起到了重要作用，包括AI-20、AI-24、AI-25、 AI-25TL、AI-9、TV3-117、D-36、D-136、D-18T、TV3-117VMA-SвM1、AI9-3B、D-36 Series 4A、D-436 T1/TP、VK-2500等等，用于各种飞机和直升机。1995年开始，该公司转制为"马达西奇"股份公司。20X5月，俄军称使用高精度空基和海基远程导弹摧毁了位于乌克兰扎波罗热市的马达西奇工厂生产车间。20X11月，乌克兰总统泽连斯基称援引战时法律直接接管马达西奇等四家公司的所有资产。乌方称这不是国有化，未来在军事状态（X令）结束时，公司资产可以归还给其所有者或按其价值进行适当补偿。

自适应循环发动机的特点是能根据飞机不同任务需求，通过改变多个可调几何机构位置、并采用自适应控制技术，自动改变风扇、核心机流量和压比，使发动机在包线内不同速度和高度点获得最优的性能，并与飞机的组合性能达到X。自适应发动机具有包线内综合性能好、耗油量低且飞机航程长、进气流量自动匹配、隐身性能好及有利于热管理设计等优势。自适应发动机是变循环发动机的衍生，变循环发动机的研究在20世纪60年X始，但是由于技术原因直到20世纪80年代进入实际研发阶段。通用电气公司研发了YF-23使用的F120双外涵变循环发动机，但是由于技术风险大而下马。

F120双外涵变循环发动机

在变循环发动机基础上，美国从2007年继续开展自适应循环发动机研发，至今经历了自适应通用发动机技术(ADVENT)研究计划、 自适应循环发动机技术发展(AETD)研究计划以及自适应发动机过渡计划(AETP)。目前美国通用电气公司已完成了一台全尺寸三外涵道可调自适应循环发动机原型机 XA100 的实验测试。20X7月，美空军宣布将在2024财年确定F-35战斗机发动机升级计划，待选方案包括GE公司的XA100自适应循环发动机和F-35现有普惠公司F135发动机的升级型。20X美国通用电气公司已经完成了其第二台 XA100 自适应循环发动机的X阶段测试，未来目标为是成为美国第六代战斗机发动机。

XA100自适应循环发动机

超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机，包括亚燃/超燃双模态冲压发动机和亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机。亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机拥有亚燃、超燃两种模式，可用于高超声速的 巡航导弹、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机是进气道有两个燃烧室，多适用于巡航导弹这样的一次性使用飞行器。超燃冲压发动机不能早地面启动，因此一般和涡喷或者火箭发动机组合使用。

美国X-43超燃冲压发动机测试机

20世纪50年代末超燃理论提出以来，各国学者围绕以超燃冲压发动机为动力的吸气式巡航飞行器开展了广泛的研究。从2014年开始超燃冲压发动机已经进入工程转化阶段，典型项目有美国的空射高超音速武器HAWC项目、俄罗斯的锆石高超音速导弹，均为高超音速巡航导弹。但是在有人或者无人的大型高超音速飞行器上，超燃冲压发动机技术仍然无法获得完全突破。美国NASA 和相关科研机构认为，设计研制出可靠、可负担、 可重复使用、大气层内长时间飞行的高超声速飞机面临较大的技术挑战。组合发动机、飞行器气动布局和飞发一体化设计、耐高温轻质材料与热 防护结构等方面都存在众多技术难题。

脉冲爆震发动机( Pulse Detonation Engine，PDE) 是利用间歇式或脉冲式爆震波产生的高温高压燃气来产生推力的，具有热循环效率高、燃料消耗率低 、结构简单( 无涡轮等旋转部件) 、尺寸小、推重比高、比冲大、适用范围广等优点。2008年1月，美国空军研究实验室 (AFRL) 和创新科学解决方案公司 (ISSI) 合作改装了1架Long-EZ小型飞机，加装了1台脉冲爆震发动机，推力通过飞机后部的四个管子排出。这是世界上首次脉冲爆震发动机飞行试验，发动机产生了90公斤的推力，在30米高度达到时速190公里的速度。美国军方认为脉冲爆震发动机将用于尺寸非常小的武器和军用平台，如小型、微型飞行器和无人战斗机，应该发展重量轻、成本低、寿命短的微型脉冲爆震发动机。

世界上首次脉冲爆震发动机飞行试验

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