再泄:武直10的发动机-涡轴9

中小型航空发动机的发展研究
中国航空工业发展研究中心航空技术所 方昌德

1 中小型航空发动机的范围、作用和地位
　　中小型航空发动机主要是指目前应用最广泛的燃气涡轮发动机和少量的活塞式发动机中推力和功率在中等以下者。关于中小型发动机的界定范围，根据国内外业内人士的共识，可以把中型涡喷/涡扇发动机和中型涡桨/涡轴发动机的推力和功率上限分别设在5000daN和5000kW。相应的小型发动机的推力和功率上限分别为500daN和500kW。这样界定的理由是，它们相应的核心机空气流量大致相近，前者为15~25kg/s，而后者为3.0~5.0kg/s。因而，它们在设计和试验技术上有相同之处。一个典型的例子是，处于中型发动机上端的AE3000涡扇发动机、AE2100涡桨发动机和T406涡轴发动机采用同一的核心机。目前在使用中的活塞式发动机功率一般不超过350kW。对于推力/功率分别小于50daN/50kW和5daN/5kW的微型和超微型发动机不在本文的研究范围。
　　中小型航空发动机的机种多，推力/功率档次差异大，结构类型各不相同，在军用和民用方面有广泛的用途，在国民经济和国防建设方面有重要的作用和地位：
　　（1）在军用方面，现代战争是立体作战，陆、海、空、天构成一个完整的作战体系，其中采用中小型发动机的直升机、巡航导弹和无人机以及教练机、轻型强击机和轻型运输机等起到十分重要的作用。
　　（2）在民用方面，支线客机、通用飞机和直升机以及大型飞机的机载辅助动力装置方面有着广阔的应用前景。
　　（3）在地面应用方面，由中小型航空发动机改型的轻型燃气轮机可应用于坦克、舰艇、移动电站、天然气和石油管线泵站。
　　（4）在经济方面，在航空燃气涡轮发动机市场上，中小型发动机所占的份额很大。近年来，在世界市场上，中小型航空发动机在生产台数中占的份额接近90%，在销售额的份额中接近60%。
　　表1和表2分别示出中小型发动机的用途和市场份额。
表1 中小型航空发动机的目前应用范围
军用 涡喷/涡扇
中高级教练机
轻型攻击机
轻型运输机
预警机
巡航导弹
大型高速无人机

军用涡桨/活塞
初级教练机
轻型运输机
轻型攻击机
轻型低速无人机

军用涡轴/活塞
各种直升机
辅助动力装置

民用 涡喷/涡扇
支线客机
公务机
大型高速无人机

民用 涡桨/活塞
农林机
公务机
轻型运输机
通用飞机
轻型低速无人机

民用 涡轴/活塞
各种直升机
辅助动力装置


表2 2004~2013年世界航空燃气涡轮发动机市场预测
台数 台数份额 (%) 销售额 (亿美元)
销售额份额 (%)
小发动机和辅助动力装置（APU） 48683 36.81 74.96 3.86
涡轴发动机 19719 14.91 105.81 5.45
涡桨发动机 9538 7.21 78.00 4.02
涡喷和涡扇发动机
中小型 轻型战斗/攻击/教练机 1748 1.32 25.51 1.31
轻型运输机/支线客机 15164 11.46 516.33 26.58
公务机 24042 18.18 297.36 15.31
大型 重型战斗机 5374 4.06 217.90 11.22
重型运输机/干线客机 7068 5.34 586.96 30.23
特种飞机 936 0.71 39.19 2.02
合 计 132272 100 1942.02 100


　　2 中小型航空发动机的技术特点
　　中小型发动机是燃气涡轮发动机的一个特殊领域，它可以借鉴大型发动机的研究成果和试验条件，但并非是大型发动机的缩型，因而有它自身独特的设计和制造技术，需要专门试验和制造设施，主要有：
　　（1） 中小型发动机较小的空气流量和尺寸造成气动、结构和强度等方面的"尺寸效应"，即发动机减小，其气动和机械效率降低。因此要注意研究小尺寸、小流量和低雷诺数条件下的附面层和叶尖间隙有较大影响的压气机、涡轮和整机气动热力技术，小尺寸高温高容热强度环形回流燃烧室设计技术，小尺寸气冷涡轮叶片冷却设计和制造技术，以及小尺寸构件的紧凑设计技术。
　　（2） 中小型发动机特别是涡轴发动机多采用轴流/离心压气机，甚至双级离心压气机。因此，要注意研究高压比离心压气机技术、轴流和离心级的级间匹配技术和离心级的级间匹配技术。
　　（3） 中小型发动机的转子转速通常比大型发动机的高得多。例如功率1000kW以下涡轴发动机的燃气发生器转速常常达到50000rpm，因此高速转子动力学的研究和试验非常重要。要根据在其转速范围内出现多阶临界转速的情况，研究和选择最佳的支承刚度和阻尼系数，采取有效的减振措施，研究小刚度细长转子特有的高速甚至全转速动平衡技术。
　　（4） 对于军用特别是武装直升机发动机，要研究进口粒子分离器和排气红外抑制器技术。
　　（5） 对于无人机特别是高空无人机来说，对不同的发动机需要解决各自的问题。对于往复活塞式发动机，需要发展增压式发动机。对于旋转活塞式发动机，要解决高空补氧燃烧的冷却问题。对于涡喷/涡扇发动机，要解决高空低雷诺数条件下的压气机和涡轮性能问题和系统在高空各种的特殊问题。
　　（6） 对于巡航导弹发动机，其特殊的设计要求是：长期储存、一次使用，快速起动，有高的抗畸变和过载能力，尺寸小、重量轻、结构简单，不维护或少维护，成本低、可靠性高，环境适应性强。为此，需要发展相关的设计和制造技术。
　　因此，在航空发达的国家内有专门从事中小型航空发动机研制和生产的制造商，如加拿大的普·惠加拿大公司、法国的透博梅卡公司和美国的霍尼韦尔公司。有些大型航空发动机集团，如通用电气公司和罗· 罗公司在专门的分部或工厂内研制和生产的中小型航空发动机。政府也有专门的中小型航空发动机技术研究计划，如美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中的联合涡轮先进燃气发生器（JTAGG）计划。
　　 3 中小型航空发动机的国外发展情况
　　下面按活塞式发动机、涡喷发动机、涡桨发动机、涡轴发动机和涡扇发动机介绍中小型航空发动机的国外现状和发展趋势。由于中小型发动机的种类较多，推力/功率档次和结构形式差异很大，其技术进步很难像大型军用和民用发动机那样用推重比和耗油率来明确地表征，或用"代"来划分，因此在有些部分只能视情描述其技术发展情况。
　　 3.1活塞式发动机
　　自涡轮喷气发动机发明以后，特别是第二次世界大战以后，虽然在大型和高速飞机上活塞式发动机逐步让位给航空燃气涡轮发动机，但是功率在350kW以下的水平对缸活塞式发动机在国内外还被广泛地应用于低速轻型的飞机和直升机上。
　　当前，最著名的水平对缸发动机制造商是美国的莱康明公司和特里达因·大陆公司，它们拥有功率从七八十千瓦到300多千瓦的4~8缸的发动机系列，主要用于通用飞机。例如，莱康明公司6缸的O-540系列，其中有带涡轮增压的，功率范围为170~270kW。功率小于100kW的水平对缸活塞式发动机在无人驾驶飞机上也有广泛的应用。
　　旋转活塞式发动机从20世纪60年代中期开始在轿车和卡车上有少量使用，到90年代中期已有200~300万辆日本东洋公司的马自达轿车装备旋转活塞式发动机。从80年代起开始用于某些轻型飞机，特别是无人驾驶飞机。在近来掀起的无人驾驶飞机热潮中，旋转活塞式发动机大有用武之地。目前，使用中的旋转活塞式发动机的功率一般小于100kW，研制中的分层进气旋转活塞式发动机的功率达到200kW。
　　表3和表4分别示出有代表性的往复活塞发动机和旋转活塞发动机的技术参数和用途
　　

表3 往复活塞式发动机主要技术数据

型号 转速(r/min) 功率 (kW) 重量 (kg) 功重比 (kW/daN) 耗油率 (kg/kW·h) 汽缸数 用途*
Lotus450 2500 37.3 42.7 0.89 0.351 4 无人机
L2400FEI 3000 75 85 0.90 0.244 　 无人机
TIO-360-C(L) 2575 156.6 158 1.01 　 6 通用飞机
TIO-520-(T) 2700 213 208 1.05 　 6 通用飞机
WAE342 6750 19.4 7.5 2.64 0.478 2 无人机
Rotax582 6500 48 36 1.36 0.393 2 无人机
Rotax912 5500 60 68 0.90 0.282 4 无人机

表4 无人机用旋转活塞式发动机的参数和用途
型号 转速 （r/min） 功率 （kW） 重量 （kg） 功重比 耗油率 （kg/（kW·h）） 转子数 用途
AR731/741 7800 28.3 10/10.4 2.89/2.78 0.346 1 “无人机
AR801 8000 38 9.5/24.4 4/1.56 0.341 1 无人机
AR642 8250 90 56.5/65 1.6/1.4 0.322 2 无人机
AS-240 6000 82 56.7 1.48 　 2 无人机
2013R* 8000 253.5 193 1.34 0.254 　 无人机

　　在无人机活塞式发动机方面，美国NASA正以ROTAX 912 AVGAS活塞式发动机为基础发展一种长航时无人机用三级涡轮增压/活塞组合式发动机。这种组合式发动机的工作高度达24 km以上。采用涡轮增压的目的就是要解决活塞发动机的高空补氧和冷却问题。研究认为，此组合式发动机在油耗方面较涡扇发动机有较大的优势。与涡扇发动机（以AE3007为例）相比，同等推力条件下组合式发动机的油耗要低40%。如果"全球鹰"安装此组合式发动机，起飞重量可减轻3000kg，或起飞重量不变的情况下有效载荷增加1100kg以上。对于高高空无人机来说，涡轮增压活塞组合发动机将是一种很具吸引力的动力。
　　 3.2 涡喷发动机
　　涡喷发动机是最早的航空燃气涡轮发动机,自20世纪40年代投入使用到60年代，推力从几百十牛提高到近18000daN,推重比从2~3提高到6.5~7.0，使飞机的飞行马赫数达到3，被广泛用于军用飞机和巡航导弹以及民用客机。后来，涡扇发动机的崛起，在军民用领域中逐渐取代涡喷发动机。目前，中型涡喷发动机仍在一些轻型战斗/攻击机和教练机上继续使用，小型的涡轮喷气发动机则用于巡航导弹、靶机和无人机上。例如著名的美国"战斧"式对地巡航导弹有一个型别以及"鱼叉"式反舰巡航导弹都是用J402涡喷发动机作动力的。表5列出在使用中的中小型涡喷性能参数和用途。

表5 使用中的中小型涡喷发动机参数和用途
85-GE-21 美 2228 2.17 1250 8.3 7.33 F-5战斗机、T38教练机
J69 美 410~850 1.12 1061~1231 3.9~5.5 2.82~5.34 T37教练机，BQM34、BQM145A靶机
J402 美 284~427 1.05~1.22 1242~1310 5.6~8.5 6.5 BQM-107靶机、“鱼叉”导弹
WR2/WR24 美 54~107 1.22~1.28 1228~1244 4~5.3 3.64~4.43 MQM74靶机、CL-89\“瞄准手”
威派尔 英 1113~1781 0.99~1.09 1103~1165 5.6~5.8 4.03~5.22 教练机、靶机、公务机
TRI60-2 法 370 1.28 1323 3.74 6.22 巡航导弹、靶机
TRS18 法 100~180 1.2~1.3 1019 3.5~4.5 2.76~5.74 靶机、无人机
Arbison 法 356~423 1.14 1089 5.5 3.55 OTOMAT巡航导弹
T117/317 国际 104~108 1.17~1.20 1200 5.4~5.5 3.44~5.33 CL289无人机、C22J教练机

3.3 涡桨发动机
　　近40年来用于支线客机和通用飞机的涡桨发动机已经成功地研制和使用了两代产品。第三代产品正在研制并陆续投产。第一代是20世纪70年代前投入市场的，主要代表机种为达特、PT6A和TPE331、NK-4、AI-20等，功率范围500～1 500kW，耗油率为0.35～0.40kg/(kW·h)，主要是12～60座的中短程的民航机。第二代是20世纪70年代末80年代初投入市场的，主要有PW100、CT7-5和TPE331-14/15等。这类发动机的主要技术数据为：压比11～16，涡轮前温度1 273～1 533K，耗油率0.280～0.315kg/(kW·h)。第三代产品是指20世纪90年代以后的发动机。主要有AE2100和APE351-20两型发动机。AE2100是美国艾利逊公司（已为罗·罗公司收购）研制的大功率涡桨发动机，功率为4 474kW，如改进高压涡轮，功率可提高到5 880kW。发动机的发展潜力较大。TPE351-20是美国加雷特公司（属霍尼韦尔公司）为40座支线客机研制的中等功率的推进式涡桨发动机，原型机功率为1566kW，采用新的压气机后可使功率提高到1870kW。该型发动机是基于F109和TPE331-14等的技术基础设计的，发展潜力很大。此外加拿大普·惠公司也在发展PW200系列发动机，它包括涡轴型和涡桨型，也很有发展潜力。表6列举了第二代和第三代涡桨发动机的有关性能参数。
　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　表6 涡桨发动机性能和设计参数

代别 国别 型号 起飞功率（kW） 起飞耗油(kg/(kW·h) 总增压比 涡轮前温度（K） 空气流量（kg/s） 功重比（kW/daN） 装备飞机
第二代
加 PW115 1 342 0.307 11.8 1149～1260 6.8 ? EMB-120
加 PW124 1790 0.285 14.4 1422 7.7 ? F50
美 CT7-5 1 294 0.290 16 1 533 4.53 ? CN-235
美 TPE331-14/15 809 0.305 11 1 278 5.17 ? 柴恩400
第三代
英 AE2100 4 474 0.249 ? ? ? 6.21 Saab2000、IPTN N250
美 TP351-20 1 566 0.301 13.3 ? 6.35 ? CBA-123支线运输机
美 CT7-9 1305 0.262 17 1589 ? ? ?

3.4涡扇发动机
　　就推力小于5000daN中小型涡扇发动机而言，其主要用途有军用的教练机、轻型战斗/攻击机、轻型运输机无人机和巡航导弹，以及民用的支线飞机和公务机。
　　 3.4.1教练机/轻型攻击机用涡扇发动机
　　中高级教练机/轻型攻击机/行政机常用同一种基本型发动机。不加力推力范围为1000~2600daN。目前广泛使用的有JT15D、PW500、拉扎克、阿杜尔、TFE731、F3、AI-25、DV-2和FJ44，见表7。
　　
表7 教练机/轻型攻击机/行政机涡扇发动机主要参数和用途
主要参数和用途
加拿大 PW500
加拿大 拉扎克法 阿杜尔
英法 TFE731美 AI-5
乌克兰 DV-2
乌克兰 FJ44
美英 F3-30
俄AL-55
起飞推力(daN) 979~1420 1156~1726 1280~1420 2054～2600 (3250~3860) 1436~2112 1471~1687 2158 667~1067 1636 890 (1335)
起飞耗油率 (kg/(daN·h) 0.55~0.58 0.445~0.477 0.73 0.75 1.84 0.478~0.516 0.59 0.60 0.465~0.484 0.695 0.725 (1.68)
总增压比 7.4~12.6 　 10.6 11 13.9~17.5 8.0~9.5 13.5 10.3~12.7 11.1 21
涡轮前温度(K) 1 286 　 1 403 　 1133~1225 1206~1310 1 127 1 310 1 323 1798
涵道比 22~3.3 3.9~4.0 1.13 0.75~0.8 2.66~3.61 2.0~2.2 1.46 3.28 1.93 0.552
推重比 4.26~4.69 4.30~5.07 4.64 3.99~4.88 4.77~5.05 (4.71~5.52) 4.69~4.92 4.90 4.24 4.91 2.26 (3.20)
用途 S.211

“奖状” T47A “奖状喝彩”、
“奖状优秀” “阿尔发喷气”
米格-AT T-2/F-1
“美洲虎”
T-45
“鹰” AT-3
“隼”-10
T-33
C.101
K-8
“奖状” L-39
雅克-40
L-59 SK30SK60
“奖状喷气”
T-4 教练机、轻型战斗机
*括号内为加力状态

3.4.2巡航导弹用涡扇发动机
　　巡航导弹有亚音速和超音速两类。亚音速巡航导弹的动力早期为涡喷发动机，但随着射程的加大和追求经济性，涡扇发动机得到更多的应用。超声速巡航导弹在前苏联多用液体或固体火箭与涡喷发动机组合动力，在美国则用涡喷与冲压组合动力。
　　 20世纪50年代的巡航导弹采用航空涡轮喷气发动机，如J33、J57和J79。但由于航空涡轮发动机的结构复杂、成本高、重量和体积大、使用维护不便，在20 世纪60年代被液体和固体火箭发动机取代。采用火箭发动机的巡航导弹具有使用便捷、体积小、可靠性高和维护方便等优点，但航程短，一般只有50km左右，而涡喷/涡扇发动机可使航程达到1000~2000km。到70年代末，出现一批充分体现巡航导弹发动机设计要求的涡喷(见表4)/涡扇发动机（见表8）。巡航导弹用涡轮发动机的下一步的发展方向是提高循环参数、改善部件效率、整体部件的CAD/CAM一体化、广泛采用复合材料和发动机-导弹一体化设计。
　　 在IHPTET计划中，巡航导弹和小型无人机用有限寿命涡喷/涡扇发动机的目标是分三个阶段，到2005年验证单位推力提高100%、耗油率降低40%和生产成本减少60%的技术。目前，第二阶段的目标已经达到，第三阶段的研究工作正在进行中。所采用的新技术有高压比大小叶片风扇、浇注的复合材料带箍前掠风扇、接近化学恰当比温度的燃烧室、碳-碳化硅复合材料无冷却涡轮部件、碳-碳材料无冷却喷管部件和燃油润滑和冷却的推力轴承等。
　　
　　　　　　　　　表8 国外巡航导弹用涡扇发动机技术参数
参数 型号 推力(daN) 耗油率(kg/(daN·h)) 空气流量(kg/s) 涡轮前温度(K) 总增压比 推重比 直径 (mm) 寿命 (h)
F107-WR-100 美国 276 0.61 6.2 1281 13.7 4.61 307 50
MS400 俄罗斯 400 　 　 　 　 4.61 320 5
3.4.3无人机用涡扇发动机
　　主要用于高空长航时无人机和正在进行概念验证的无人战斗机，而且，都是从现有的民用或军用发动机改型而来的。表9为国外无人机用涡扇发动机的主要技术参数和用途。
　　目前的无人机涡扇发动机都是从现有的行政机或轻型战斗机发动机改型而来。今后将研制全新的无人机用涡扇发动机。美国普·惠公司正在发展一种可用于未来美国海军和美国空军新型无人机用大推力范围的涡轮发动机。在与美国海军航空系统司令部达成的一项总金额1270万美元、为期39个月的合同下，普·惠公司将在以PW800发动机核心机为基础发展的新技术验证机发动机上采用性能更好、更高效的技术。
　　
　　　　表9 国外无人机用涡扇发动机主要技术参数
型号 推力 (daN) 重量 (kg) 起飞 耗油率 (kg/daN·h) 涵道比 用途
AE3007H 3203 717 0.653(巡航) 5.0 Tier2+“全球鹰”
FJ44 845 220 0.458 3.28 Tier3-“暗星”
F124-GA-100 2800（中间） 616 0.8 0.42 T-45A无人战斗机验证机
F404-GE-400 4800(中间) 983 0.76 0.34 T-45B无人战斗机验证机
JT15D-5C 1419 302 0.573
T-47无人战斗机验证机

3.4.4 支线飞机用涡扇发动机
　　自20世纪80年代以来对支线飞机的需求有19座以下逐渐转移到30座以上。今后50~90座的飞机将占主导地位。从90年代后期开始，支线飞机的发展出现一个新的趋势，即涡扇发动机逐渐取代涡桨发动机，成为支线飞机的主要动力装置。表10中所列的发动机基本上都是90年代定型投入使用的，它们在推力较小发动机上采用了大涵道比技术，涵道比为4.2~6.3，总压比也达到13~33，而以前的中小型涡扇发动机的涵道比只有0.6~3.3，总压比为6~13。只有通用电气公司的CF34发动机系列是在80年代初投入使用的，其前身又是70年代初定型的TF34。
　　据预测，到2015年支线飞机涡扇发动机的涡轮前温度和总压比将分别达到1922K和40~50。
　　
　　　　　　　　　　　　　　　表10 支线飞用涡扇发动机的主要参数和用途

参数 型号 起飞推力 (daN) 起飞耗油率(kg/(daN·h) 涡轮前温度(K) 总压比 涵道比 推重比 用途
PW300 2324~3290 0.396~0.414 　 24.1 5.1 4.88~5.57 “利尔喷气“60，“隼”1000，Do.328、428“喷气”，“银河”
LF507 3114 0.401 　 13 5.0 　 RJ70、85、100，BAe146
AS900 2891~3114 (0.654) 　 29 4.2 4.71 RJX
CFE738 2652 0.380 1644 33 5.3 　 “隼“2000、雅克77
AE3007 2880~3826 0.377 1450 23 5.0 4.1~5.44 ERJ135、140、145，“奖状“X
CF34 3848~8226 0.352~0.366 1575~1650 21~27 5.3~6.3 5.39~5.74 “挑战者”601，CRJ700，Do.528、728、928“喷气”，ERJ170、190，ARJ21
* 括号内为巡航状态 3.5涡轴发动机
　　从20世纪50年代初法国的阿都斯特发动机装备"云雀"直升机投入使用以来，已经发展了四代。第三代涡轴发动机是70年代末或80年代初投入使用的，主要有T700-GE-700、马基拉、"宝石"41-1和TV7-117,现在处于生产和使用的高峰。这一代发动机的循环参数有了很大的提高，并开始采用全权数字电子控制系统。T700总压比达到17，采用冷却叶片后的涡轮进口温度为达1533K。
　　第四代涡轴发动机主要有RTM322、TVD-1500B、T800/CTS800和MTR390。它们是在80年代后期开始工程研制的，从90年代中期以后陆连续投入使用。功率近1600kW的RTM322是为多用途直升机设计的。后面两种是专门为武装直升机设计的，功率小于1000KW，它们技术特点是：双级离心式压气机，压比为14；回流环形燃烧室内安装气动雾化喷嘴；首次在功率小于1000kW的发动机上采用的气冷叶片，使涡轮进口温度达到1420K，单位功率达到300kW/（kg/s）；可拆卸的整体式粒子分离器和引射式红外抑制器；先进的全权数字电子控制系统。表11列出第三代和第四代涡轴发动机的参数和用途。
　　
　　　　　　　　　表11第三代和第四代涡轴发动机的参数和用途
代 别 型号 起飞功率（kW） 起飞耗油率 （kg/(kW·h)） 总压比 涡轮前温度（K） 功率重量比（kW/daN） 用途
第 三 代 T700-GE-700 1210 0.286 17.1 1 533 6.22 “黑鹰”UH-60、AH-64
马基拉1A 1240 0.302 10.4 1373 5.20 AS.332、AS.532
“宝石”-41 824 0.304 12 1380 4.51 “山猫“、WG30
WZ9 957 0.311 8.0 1355 5.41 ? 第 四 代 RTM322 1566 0.267 15 1600 6.65 EH101、NH90、WAH64
T800 883 0.280 14 ? 7.1 “科曼奇”
MTR390 956 0.273 13 1423 5.76 “虎”
今后，涡轮轴发动机技术将进一步发展，发动机的压比将达到16~26，涡轮进口温度达到1500~1920K。
　　 1987年，美国开始实施JTAGG计划，其目的是为未来涡轴/涡桨发动机提供技术基础。这个计划分三阶段进行，具体目标是针对空气流量4.5~6.8kg/s级别的燃气发生器到1995、2000和2005年验证使功重比比1987年的T700发动机技术基础分别提高40%、80%和120%和耗油率降低20%、30%和40%的技术。
　　随着JTAGG计划的成功完成，美国又准备实施经济可承受涡轮发动机技术（VAATE）计划，在进一步提高性能的前提下，重点放在改善经济可承受性，即能力（功重比/耗油率）与寿命期成本之比。以2000年的技术为基准，到2017年，对于涡轴发动机、小型涡扇发动机和一次性使用涡喷发动机的经济可承受性将分别提高到5.5倍、8.9倍和10倍
　　 3.6飞机辅助动力装置
　　 飞机辅助动力装置（APU）是装在飞机上的一套不依赖机外任何能源、自成体系的小型动力装置，用于飞机在地面起动主发动机，向座舱空调系统供应压缩空气，以及向飞机电网提供电源动力。主发动机正常工作后，辅助动力装置即自动停车。但当飞机在飞行中遇到发动机停车时，辅助动力装置是可重新起动作为应急动力源，向飞机提供气源和电源。
　　 早期，辅助动力装置功率比较小，只有几十kW。在设计上都力求简单，一般为单转子布局，采用一个低压比的离心压气机，压比只有３～４。涡轮为单级径向式或两级轴流式，涡轮进口温度低于1000K，功率重量比不到2kW/kg。到９０年代初期，辅助动力装置的总输出功率已达500～1000kW，多采用双转子布局，压比达8，涡轮进口温度提高到1350K，功率重量比达到4.6kW/kg。表12列出目前正在生产中的有代表性的辅助动力装置的技术参数和用途。
　　

表12 生产中的有代表性辅助动力装置的技术参数和用途 型号 公司 最大功率(kW) 放气量(kg/min) 油耗(L/h) 空气流量(kg/s) 增压比> 涡轮前温度(K) 重量(kg) 用途
T62T 汉-桑 30~224 　 79.5 0.86 2.9 1027~1063 31.7~143.3 CH-47,C-135,F-16,V-22,B707,EH101,隼50/200等数十种军用和民用飞机
APS3200 APIC 127 90.71 　 　 　 　 140 A318/319/320/321,C-5换发
Model331 霍尼韦尔 433~969 104~218 　 　 2.93~3.62 1191 220~328 B747/757/767/777,C-17,A300/310/330/340
RE220 霍尼韦尔 220~260 57 　 　 　 　 109 “全球快车”,多尼尔528/728/928,CRJ700/900,G500/550
JFS190 霍尼韦尔 124 　 　 　 　 　 118 F-15,F15J/DJ
PW901/980 普·惠加拿大 1749/1304 266/321* 　 13.6 5~8 1283~1341 384.2 B747,A380
T118/T312 罗·罗KHD 114~200 52.2 56.6 0.87 5.05 1144 38.8 欧洲战斗机（落选）/“狂风”战斗机
Rubis 微型涡轮发动机 40~150 27~60 　 1.2 3.3 　 56~68 “幻影”IV,”幻影”2000,”阵风”.

* 压力0.393MPa，同时输出功率2×2133kW/2×291kW 5 结论
　　中小型发动机的品种繁多、功率/推力档次差异很大、应用广泛，它们除用作航空动力外，在辅助动力装置、舰船、战车、电力和机车方面还有广泛的用途。在研究和发展工作方面，虽然有许多特有的技术需要专门研究，但在气动热力、结构、控制、材料和工艺的基本方面可以借鉴和利用走在前面的大型发动机技术，而且其规模相对较小，因而，研究和发展费用较少，周期较短。例如，在美国的IHPTET计划每年约3亿美元的研究经费中，涡桨/涡轴发动机的研究经费只有近2000万美元；战斗机用F119涡扇发动机和武装直升机用T800涡轴发动机的型号验证机和原型机研制经费分别为约20亿美元和5亿美元。中小型发动机的产量和产值又分别占整个航空燃气涡轮发动机市场的近90%和60%。因此，中小型发动机是一个产出/投入比很高的领域，值得投资以加强其研究和发展工作，使其更好地为国民经济和国防建设服务。

（作者：中国航空工业发展研究中心技术研究所 方昌德）中小型航空发动机的发展研究
中国航空工业发展研究中心航空技术所 方昌德

1 中小型航空发动机的范围、作用和地位
　　中小型航空发动机主要是指目前应用最广泛的燃气涡轮发动机和少量的活塞式发动机中推力和功率在中等以下者。关于中小型发动机的界定范围，根据国内外业内人士的共识，可以把中型涡喷/涡扇发动机和中型涡桨/涡轴发动机的推力和功率上限分别设在5000daN和5000kW。相应的小型发动机的推力和功率上限分别为500daN和500kW。这样界定的理由是，它们相应的核心机空气流量大致相近，前者为15~25kg/s，而后者为3.0~5.0kg/s。因而，它们在设计和试验技术上有相同之处。一个典型的例子是，处于中型发动机上端的AE3000涡扇发动机、AE2100涡桨发动机和T406涡轴发动机采用同一的核心机。目前在使用中的活塞式发动机功率一般不超过350kW。对于推力/功率分别小于50daN/50kW和5daN/5kW的微型和超微型发动机不在本文的研究范围。
　　中小型航空发动机的机种多，推力/功率档次差异大，结构类型各不相同，在军用和民用方面有广泛的用途，在国民经济和国防建设方面有重要的作用和地位：
　　（1）在军用方面，现代战争是立体作战，陆、海、空、天构成一个完整的作战体系，其中采用中小型发动机的直升机、巡航导弹和无人机以及教练机、轻型强击机和轻型运输机等起到十分重要的作用。
　　（2）在民用方面，支线客机、通用飞机和直升机以及大型飞机的机载辅助动力装置方面有着广阔的应用前景。
　　（3）在地面应用方面，由中小型航空发动机改型的轻型燃气轮机可应用于坦克、舰艇、移动电站、天然气和石油管线泵站。
　　（4）在经济方面，在航空燃气涡轮发动机市场上，中小型发动机所占的份额很大。近年来，在世界市场上，中小型航空发动机在生产台数中占的份额接近90%，在销售额的份额中接近60%。
　　表1和表2分别示出中小型发动机的用途和市场份额。
表1 中小型航空发动机的目前应用范围
军用 涡喷/涡扇
中高级教练机
轻型攻击机
轻型运输机
预警机
巡航导弹
大型高速无人机

军用涡桨/活塞
初级教练机
轻型运输机
轻型攻击机
轻型低速无人机

军用涡轴/活塞
各种直升机
辅助动力装置

民用 涡喷/涡扇
支线客机
公务机
大型高速无人机

民用 涡桨/活塞
农林机
公务机
轻型运输机
通用飞机
轻型低速无人机

民用 涡轴/活塞
各种直升机
辅助动力装置


表2 2004~2013年世界航空燃气涡轮发动机市场预测
台数 台数份额 (%) 销售额 (亿美元)
销售额份额 (%)
小发动机和辅助动力装置（APU） 48683 36.81 74.96 3.86
涡轴发动机 19719 14.91 105.81 5.45
涡桨发动机 9538 7.21 78.00 4.02
涡喷和涡扇发动机
中小型 轻型战斗/攻击/教练机 1748 1.32 25.51 1.31
轻型运输机/支线客机 15164 11.46 516.33 26.58
公务机 24042 18.18 297.36 15.31
大型 重型战斗机 5374 4.06 217.90 11.22
重型运输机/干线客机 7068 5.34 586.96 30.23
特种飞机 936 0.71 39.19 2.02
合 计 132272 100 1942.02 100


　　2 中小型航空发动机的技术特点
　　中小型发动机是燃气涡轮发动机的一个特殊领域，它可以借鉴大型发动机的研究成果和试验条件，但并非是大型发动机的缩型，因而有它自身独特的设计和制造技术，需要专门试验和制造设施，主要有：
　　（1） 中小型发动机较小的空气流量和尺寸造成气动、结构和强度等方面的"尺寸效应"，即发动机减小，其气动和机械效率降低。因此要注意研究小尺寸、小流量和低雷诺数条件下的附面层和叶尖间隙有较大影响的压气机、涡轮和整机气动热力技术，小尺寸高温高容热强度环形回流燃烧室设计技术，小尺寸气冷涡轮叶片冷却设计和制造技术，以及小尺寸构件的紧凑设计技术。
　　（2） 中小型发动机特别是涡轴发动机多采用轴流/离心压气机，甚至双级离心压气机。因此，要注意研究高压比离心压气机技术、轴流和离心级的级间匹配技术和离心级的级间匹配技术。
　　（3） 中小型发动机的转子转速通常比大型发动机的高得多。例如功率1000kW以下涡轴发动机的燃气发生器转速常常达到50000rpm，因此高速转子动力学的研究和试验非常重要。要根据在其转速范围内出现多阶临界转速的情况，研究和选择最佳的支承刚度和阻尼系数，采取有效的减振措施，研究小刚度细长转子特有的高速甚至全转速动平衡技术。
　　（4） 对于军用特别是武装直升机发动机，要研究进口粒子分离器和排气红外抑制器技术。
　　（5） 对于无人机特别是高空无人机来说，对不同的发动机需要解决各自的问题。对于往复活塞式发动机，需要发展增压式发动机。对于旋转活塞式发动机，要解决高空补氧燃烧的冷却问题。对于涡喷/涡扇发动机，要解决高空低雷诺数条件下的压气机和涡轮性能问题和系统在高空各种的特殊问题。
　　（6） 对于巡航导弹发动机，其特殊的设计要求是：长期储存、一次使用，快速起动，有高的抗畸变和过载能力，尺寸小、重量轻、结构简单，不维护或少维护，成本低、可靠性高，环境适应性强。为此，需要发展相关的设计和制造技术。
　　因此，在航空发达的国家内有专门从事中小型航空发动机研制和生产的制造商，如加拿大的普·惠加拿大公司、法国的透博梅卡公司和美国的霍尼韦尔公司。有些大型航空发动机集团，如通用电气公司和罗· 罗公司在专门的分部或工厂内研制和生产的中小型航空发动机。政府也有专门的中小型航空发动机技术研究计划，如美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中的联合涡轮先进燃气发生器（JTAGG）计划。
　　 3 中小型航空发动机的国外发展情况
　　下面按活塞式发动机、涡喷发动机、涡桨发动机、涡轴发动机和涡扇发动机介绍中小型航空发动机的国外现状和发展趋势。由于中小型发动机的种类较多，推力/功率档次和结构形式差异很大，其技术进步很难像大型军用和民用发动机那样用推重比和耗油率来明确地表征，或用"代"来划分，因此在有些部分只能视情描述其技术发展情况。
　　 3.1活塞式发动机
　　自涡轮喷气发动机发明以后，特别是第二次世界大战以后，虽然在大型和高速飞机上活塞式发动机逐步让位给航空燃气涡轮发动机，但是功率在350kW以下的水平对缸活塞式发动机在国内外还被广泛地应用于低速轻型的飞机和直升机上。
　　当前，最著名的水平对缸发动机制造商是美国的莱康明公司和特里达因·大陆公司，它们拥有功率从七八十千瓦到300多千瓦的4~8缸的发动机系列，主要用于通用飞机。例如，莱康明公司6缸的O-540系列，其中有带涡轮增压的，功率范围为170~270kW。功率小于100kW的水平对缸活塞式发动机在无人驾驶飞机上也有广泛的应用。
　　旋转活塞式发动机从20世纪60年代中期开始在轿车和卡车上有少量使用，到90年代中期已有200~300万辆日本东洋公司的马自达轿车装备旋转活塞式发动机。从80年代起开始用于某些轻型飞机，特别是无人驾驶飞机。在近来掀起的无人驾驶飞机热潮中，旋转活塞式发动机大有用武之地。目前，使用中的旋转活塞式发动机的功率一般小于100kW，研制中的分层进气旋转活塞式发动机的功率达到200kW。
　　表3和表4分别示出有代表性的往复活塞发动机和旋转活塞发动机的技术参数和用途
　　

表3 往复活塞式发动机主要技术数据

型号 转速(r/min) 功率 (kW) 重量 (kg) 功重比 (kW/daN) 耗油率 (kg/kW·h) 汽缸数 用途*
Lotus450 2500 37.3 42.7 0.89 0.351 4 无人机
L2400FEI 3000 75 85 0.90 0.244 　 无人机
TIO-360-C(L) 2575 156.6 158 1.01 　 6 通用飞机
TIO-520-(T) 2700 213 208 1.05 　 6 通用飞机
WAE342 6750 19.4 7.5 2.64 0.478 2 无人机
Rotax582 6500 48 36 1.36 0.393 2 无人机
Rotax912 5500 60 68 0.90 0.282 4 无人机

表4 无人机用旋转活塞式发动机的参数和用途
型号 转速 （r/min） 功率 （kW） 重量 （kg） 功重比 耗油率 （kg/（kW·h）） 转子数 用途
AR731/741 7800 28.3 10/10.4 2.89/2.78 0.346 1 “无人机
AR801 8000 38 9.5/24.4 4/1.56 0.341 1 无人机
AR642 8250 90 56.5/65 1.6/1.4 0.322 2 无人机
AS-240 6000 82 56.7 1.48 　 2 无人机
2013R* 8000 253.5 193 1.34 0.254 　 无人机

　　在无人机活塞式发动机方面，美国NASA正以ROTAX 912 AVGAS活塞式发动机为基础发展一种长航时无人机用三级涡轮增压/活塞组合式发动机。这种组合式发动机的工作高度达24 km以上。采用涡轮增压的目的就是要解决活塞发动机的高空补氧和冷却问题。研究认为，此组合式发动机在油耗方面较涡扇发动机有较大的优势。与涡扇发动机（以AE3007为例）相比，同等推力条件下组合式发动机的油耗要低40%。如果"全球鹰"安装此组合式发动机，起飞重量可减轻3000kg，或起飞重量不变的情况下有效载荷增加1100kg以上。对于高高空无人机来说，涡轮增压活塞组合发动机将是一种很具吸引力的动力。
　　 3.2 涡喷发动机
　　涡喷发动机是最早的航空燃气涡轮发动机,自20世纪40年代投入使用到60年代，推力从几百十牛提高到近18000daN,推重比从2~3提高到6.5~7.0，使飞机的飞行马赫数达到3，被广泛用于军用飞机和巡航导弹以及民用客机。后来，涡扇发动机的崛起，在军民用领域中逐渐取代涡喷发动机。目前，中型涡喷发动机仍在一些轻型战斗/攻击机和教练机上继续使用，小型的涡轮喷气发动机则用于巡航导弹、靶机和无人机上。例如著名的美国"战斧"式对地巡航导弹有一个型别以及"鱼叉"式反舰巡航导弹都是用J402涡喷发动机作动力的。表5列出在使用中的中小型涡喷性能参数和用途。

表5 使用中的中小型涡喷发动机参数和用途
85-GE-21 美 2228 2.17 1250 8.3 7.33 F-5战斗机、T38教练机
J69 美 410~850 1.12 1061~1231 3.9~5.5 2.82~5.34 T37教练机，BQM34、BQM145A靶机
J402 美 284~427 1.05~1.22 1242~1310 5.6~8.5 6.5 BQM-107靶机、“鱼叉”导弹
WR2/WR24 美 54~107 1.22~1.28 1228~1244 4~5.3 3.64~4.43 MQM74靶机、CL-89\“瞄准手”
威派尔 英 1113~1781 0.99~1.09 1103~1165 5.6~5.8 4.03~5.22 教练机、靶机、公务机
TRI60-2 法 370 1.28 1323 3.74 6.22 巡航导弹、靶机
TRS18 法 100~180 1.2~1.3 1019 3.5~4.5 2.76~5.74 靶机、无人机
Arbison 法 356~423 1.14 1089 5.5 3.55 OTOMAT巡航导弹
T117/317 国际 104~108 1.17~1.20 1200 5.4~5.5 3.44~5.33 CL289无人机、C22J教练机

3.3 涡桨发动机
　　近40年来用于支线客机和通用飞机的涡桨发动机已经成功地研制和使用了两代产品。第三代产品正在研制并陆续投产。第一代是20世纪70年代前投入市场的，主要代表机种为达特、PT6A和TPE331、NK-4、AI-20等，功率范围500～1 500kW，耗油率为0.35～0.40kg/(kW·h)，主要是12～60座的中短程的民航机。第二代是20世纪70年代末80年代初投入市场的，主要有PW100、CT7-5和TPE331-14/15等。这类发动机的主要技术数据为：压比11～16，涡轮前温度1 273～1 533K，耗油率0.280～0.315kg/(kW·h)。第三代产品是指20世纪90年代以后的发动机。主要有AE2100和APE351-20两型发动机。AE2100是美国艾利逊公司（已为罗·罗公司收购）研制的大功率涡桨发动机，功率为4 474kW，如改进高压涡轮，功率可提高到5 880kW。发动机的发展潜力较大。TPE351-20是美国加雷特公司（属霍尼韦尔公司）为40座支线客机研制的中等功率的推进式涡桨发动机，原型机功率为1566kW，采用新的压气机后可使功率提高到1870kW。该型发动机是基于F109和TPE331-14等的技术基础设计的，发展潜力很大。此外加拿大普·惠公司也在发展PW200系列发动机，它包括涡轴型和涡桨型，也很有发展潜力。表6列举了第二代和第三代涡桨发动机的有关性能参数。
　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　表6 涡桨发动机性能和设计参数

代别 国别 型号 起飞功率（kW） 起飞耗油(kg/(kW·h) 总增压比 涡轮前温度（K） 空气流量（kg/s） 功重比（kW/daN） 装备飞机
第二代
加 PW115 1 342 0.307 11.8 1149～1260 6.8 ? EMB-120
加 PW124 1790 0.285 14.4 1422 7.7 ? F50
美 CT7-5 1 294 0.290 16 1 533 4.53 ? CN-235
美 TPE331-14/15 809 0.305 11 1 278 5.17 ? 柴恩400
第三代
英 AE2100 4 474 0.249 ? ? ? 6.21 Saab2000、IPTN N250
美 TP351-20 1 566 0.301 13.3 ? 6.35 ? CBA-123支线运输机
美 CT7-9 1305 0.262 17 1589 ? ? ?

3.4涡扇发动机
　　就推力小于5000daN中小型涡扇发动机而言，其主要用途有军用的教练机、轻型战斗/攻击机、轻型运输机无人机和巡航导弹，以及民用的支线飞机和公务机。
　　 3.4.1教练机/轻型攻击机用涡扇发动机
　　中高级教练机/轻型攻击机/行政机常用同一种基本型发动机。不加力推力范围为1000~2600daN。目前广泛使用的有JT15D、PW500、拉扎克、阿杜尔、TFE731、F3、AI-25、DV-2和FJ44，见表7。
　　
表7 教练机/轻型攻击机/行政机涡扇发动机主要参数和用途
主要参数和用途
加拿大 PW500
加拿大 拉扎克法 阿杜尔
英法 TFE731美 AI-5
乌克兰 DV-2
乌克兰 FJ44
美英 F3-30
俄AL-55
起飞推力(daN) 979~1420 1156~1726 1280~1420 2054～2600 (3250~3860) 1436~2112 1471~1687 2158 667~1067 1636 890 (1335)
起飞耗油率 (kg/(daN·h) 0.55~0.58 0.445~0.477 0.73 0.75 1.84 0.478~0.516 0.59 0.60 0.465~0.484 0.695 0.725 (1.68)
总增压比 7.4~12.6 　 10.6 11 13.9~17.5 8.0~9.5 13.5 10.3~12.7 11.1 21
涡轮前温度(K) 1 286 　 1 403 　 1133~1225 1206~1310 1 127 1 310 1 323 1798
涵道比 22~3.3 3.9~4.0 1.13 0.75~0.8 2.66~3.61 2.0~2.2 1.46 3.28 1.93 0.552
推重比 4.26~4.69 4.30~5.07 4.64 3.99~4.88 4.77~5.05 (4.71~5.52) 4.69~4.92 4.90 4.24 4.91 2.26 (3.20)
用途 S.211

“奖状” T47A “奖状喝彩”、
“奖状优秀” “阿尔发喷气”
米格-AT T-2/F-1
“美洲虎”
T-45
“鹰” AT-3
“隼”-10
T-33
C.101
K-8
“奖状” L-39
雅克-40
L-59 SK30SK60
“奖状喷气”
T-4 教练机、轻型战斗机
*括号内为加力状态

3.4.2巡航导弹用涡扇发动机
　　巡航导弹有亚音速和超音速两类。亚音速巡航导弹的动力早期为涡喷发动机，但随着射程的加大和追求经济性，涡扇发动机得到更多的应用。超声速巡航导弹在前苏联多用液体或固体火箭与涡喷发动机组合动力，在美国则用涡喷与冲压组合动力。
　　 20世纪50年代的巡航导弹采用航空涡轮喷气发动机，如J33、J57和J79。但由于航空涡轮发动机的结构复杂、成本高、重量和体积大、使用维护不便，在20 世纪60年代被液体和固体火箭发动机取代。采用火箭发动机的巡航导弹具有使用便捷、体积小、可靠性高和维护方便等优点，但航程短，一般只有50km左右，而涡喷/涡扇发动机可使航程达到1000~2000km。到70年代末，出现一批充分体现巡航导弹发动机设计要求的涡喷(见表4)/涡扇发动机（见表8）。巡航导弹用涡轮发动机的下一步的发展方向是提高循环参数、改善部件效率、整体部件的CAD/CAM一体化、广泛采用复合材料和发动机-导弹一体化设计。
　　 在IHPTET计划中，巡航导弹和小型无人机用有限寿命涡喷/涡扇发动机的目标是分三个阶段，到2005年验证单位推力提高100%、耗油率降低40%和生产成本减少60%的技术。目前，第二阶段的目标已经达到，第三阶段的研究工作正在进行中。所采用的新技术有高压比大小叶片风扇、浇注的复合材料带箍前掠风扇、接近化学恰当比温度的燃烧室、碳-碳化硅复合材料无冷却涡轮部件、碳-碳材料无冷却喷管部件和燃油润滑和冷却的推力轴承等。
　　
　　　　　　　　　表8 国外巡航导弹用涡扇发动机技术参数
参数 型号 推力(daN) 耗油率(kg/(daN·h)) 空气流量(kg/s) 涡轮前温度(K) 总增压比 推重比 直径 (mm) 寿命 (h)
F107-WR-100 美国 276 0.61 6.2 1281 13.7 4.61 307 50
MS400 俄罗斯 400 　 　 　 　 4.61 320 5
3.4.3无人机用涡扇发动机
　　主要用于高空长航时无人机和正在进行概念验证的无人战斗机，而且，都是从现有的民用或军用发动机改型而来的。表9为国外无人机用涡扇发动机的主要技术参数和用途。
　　目前的无人机涡扇发动机都是从现有的行政机或轻型战斗机发动机改型而来。今后将研制全新的无人机用涡扇发动机。美国普·惠公司正在发展一种可用于未来美国海军和美国空军新型无人机用大推力范围的涡轮发动机。在与美国海军航空系统司令部达成的一项总金额1270万美元、为期39个月的合同下，普·惠公司将在以PW800发动机核心机为基础发展的新技术验证机发动机上采用性能更好、更高效的技术。
　　
　　　　表9 国外无人机用涡扇发动机主要技术参数
型号 推力 (daN) 重量 (kg) 起飞 耗油率 (kg/daN·h) 涵道比 用途
AE3007H 3203 717 0.653(巡航) 5.0 Tier2+“全球鹰”
FJ44 845 220 0.458 3.28 Tier3-“暗星”
F124-GA-100 2800（中间） 616 0.8 0.42 T-45A无人战斗机验证机
F404-GE-400 4800(中间) 983 0.76 0.34 T-45B无人战斗机验证机
JT15D-5C 1419 302 0.573
T-47无人战斗机验证机

3.4.4 支线飞机用涡扇发动机
　　自20世纪80年代以来对支线飞机的需求有19座以下逐渐转移到30座以上。今后50~90座的飞机将占主导地位。从90年代后期开始，支线飞机的发展出现一个新的趋势，即涡扇发动机逐渐取代涡桨发动机，成为支线飞机的主要动力装置。表10中所列的发动机基本上都是90年代定型投入使用的，它们在推力较小发动机上采用了大涵道比技术，涵道比为4.2~6.3，总压比也达到13~33，而以前的中小型涡扇发动机的涵道比只有0.6~3.3，总压比为6~13。只有通用电气公司的CF34发动机系列是在80年代初投入使用的，其前身又是70年代初定型的TF34。
　　据预测，到2015年支线飞机涡扇发动机的涡轮前温度和总压比将分别达到1922K和40~50。
　　
　　　　　　　　　　　　　　　表10 支线飞用涡扇发动机的主要参数和用途

参数 型号 起飞推力 (daN) 起飞耗油率(kg/(daN·h) 涡轮前温度(K) 总压比 涵道比 推重比 用途
PW300 2324~3290 0.396~0.414 　 24.1 5.1 4.88~5.57 “利尔喷气“60，“隼”1000，Do.328、428“喷气”，“银河”
LF507 3114 0.401 　 13 5.0 　 RJ70、85、100，BAe146
AS900 2891~3114 (0.654) 　 29 4.2 4.71 RJX
CFE738 2652 0.380 1644 33 5.3 　 “隼“2000、雅克77
AE3007 2880~3826 0.377 1450 23 5.0 4.1~5.44 ERJ135、140、145，“奖状“X
CF34 3848~8226 0.352~0.366 1575~1650 21~27 5.3~6.3 5.39~5.74 “挑战者”601，CRJ700，Do.528、728、928“喷气”，ERJ170、190，ARJ21
* 括号内为巡航状态 3.5涡轴发动机
　　从20世纪50年代初法国的阿都斯特发动机装备"云雀"直升机投入使用以来，已经发展了四代。第三代涡轴发动机是70年代末或80年代初投入使用的，主要有T700-GE-700、马基拉、"宝石"41-1和TV7-117,现在处于生产和使用的高峰。这一代发动机的循环参数有了很大的提高，并开始采用全权数字电子控制系统。T700总压比达到17，采用冷却叶片后的涡轮进口温度为达1533K。
　　第四代涡轴发动机主要有RTM322、TVD-1500B、T800/CTS800和MTR390。它们是在80年代后期开始工程研制的，从90年代中期以后陆连续投入使用。功率近1600kW的RTM322是为多用途直升机设计的。后面两种是专门为武装直升机设计的，功率小于1000KW，它们技术特点是：双级离心式压气机，压比为14；回流环形燃烧室内安装气动雾化喷嘴；首次在功率小于1000kW的发动机上采用的气冷叶片，使涡轮进口温度达到1420K，单位功率达到300kW/（kg/s）；可拆卸的整体式粒子分离器和引射式红外抑制器；先进的全权数字电子控制系统。表11列出第三代和第四代涡轴发动机的参数和用途。
　　
　　　　　　　　　表11第三代和第四代涡轴发动机的参数和用途
代 别 型号 起飞功率（kW） 起飞耗油率 （kg/(kW·h)） 总压比 涡轮前温度（K） 功率重量比（kW/daN） 用途
第 三 代 T700-GE-700 1210 0.286 17.1 1 533 6.22 “黑鹰”UH-60、AH-64
马基拉1A 1240 0.302 10.4 1373 5.20 AS.332、AS.532
“宝石”-41 824 0.304 12 1380 4.51 “山猫“、WG30
WZ9 957 0.311 8.0 1355 5.41 ? 第 四 代 RTM322 1566 0.267 15 1600 6.65 EH101、NH90、WAH64
T800 883 0.280 14 ? 7.1 “科曼奇”
MTR390 956 0.273 13 1423 5.76 “虎”
今后，涡轮轴发动机技术将进一步发展，发动机的压比将达到16~26，涡轮进口温度达到1500~1920K。
　　 1987年，美国开始实施JTAGG计划，其目的是为未来涡轴/涡桨发动机提供技术基础。这个计划分三阶段进行，具体目标是针对空气流量4.5~6.8kg/s级别的燃气发生器到1995、2000和2005年验证使功重比比1987年的T700发动机技术基础分别提高40%、80%和120%和耗油率降低20%、30%和40%的技术。
　　随着JTAGG计划的成功完成，美国又准备实施经济可承受涡轮发动机技术（VAATE）计划，在进一步提高性能的前提下，重点放在改善经济可承受性，即能力（功重比/耗油率）与寿命期成本之比。以2000年的技术为基准，到2017年，对于涡轴发动机、小型涡扇发动机和一次性使用涡喷发动机的经济可承受性将分别提高到5.5倍、8.9倍和10倍
　　 3.6飞机辅助动力装置
　　 飞机辅助动力装置（APU）是装在飞机上的一套不依赖机外任何能源、自成体系的小型动力装置，用于飞机在地面起动主发动机，向座舱空调系统供应压缩空气，以及向飞机电网提供电源动力。主发动机正常工作后，辅助动力装置即自动停车。但当飞机在飞行中遇到发动机停车时，辅助动力装置是可重新起动作为应急动力源，向飞机提供气源和电源。
　　 早期，辅助动力装置功率比较小，只有几十kW。在设计上都力求简单，一般为单转子布局，采用一个低压比的离心压气机，压比只有３～４。涡轮为单级径向式或两级轴流式，涡轮进口温度低于1000K，功率重量比不到2kW/kg。到９０年代初期，辅助动力装置的总输出功率已达500～1000kW，多采用双转子布局，压比达8，涡轮进口温度提高到1350K，功率重量比达到4.6kW/kg。表12列出目前正在生产中的有代表性的辅助动力装置的技术参数和用途。
　　

表12 生产中的有代表性辅助动力装置的技术参数和用途 型号 公司 最大功率(kW) 放气量(kg/min) 油耗(L/h) 空气流量(kg/s) 增压比> 涡轮前温度(K) 重量(kg) 用途
T62T 汉-桑 30~224 　 79.5 0.86 2.9 1027~1063 31.7~143.3 CH-47,C-135,F-16,V-22,B707,EH101,隼50/200等数十种军用和民用飞机
APS3200 APIC 127 90.71 　 　 　 　 140 A318/319/320/321,C-5换发
Model331 霍尼韦尔 433~969 104~218 　 　 2.93~3.62 1191 220~328 B747/757/767/777,C-17,A300/310/330/340
RE220 霍尼韦尔 220~260 57 　 　 　 　 109 “全球快车”,多尼尔528/728/928,CRJ700/900,G500/550
JFS190 霍尼韦尔 124 　 　 　 　 　 118 F-15,F15J/DJ
PW901/980 普·惠加拿大 1749/1304 266/321* 　 13.6 5~8 1283~1341 384.2 B747,A380
T118/T312 罗·罗KHD 114~200 52.2 56.6 0.87 5.05 1144 38.8 欧洲战斗机（落选）/“狂风”战斗机
Rubis 微型涡轮发动机 40~150 27~60 　 1.2 3.3 　 56~68 “幻影”IV,”幻影”2000,”阵风”.

* 压力0.393MPa，同时输出功率2×2133kW/2×291kW 5 结论
　　中小型发动机的品种繁多、功率/推力档次差异很大、应用广泛，它们除用作航空动力外，在辅助动力装置、舰船、战车、电力和机车方面还有广泛的用途。在研究和发展工作方面，虽然有许多特有的技术需要专门研究，但在气动热力、结构、控制、材料和工艺的基本方面可以借鉴和利用走在前面的大型发动机技术，而且其规模相对较小，因而，研究和发展费用较少，周期较短。例如，在美国的IHPTET计划每年约3亿美元的研究经费中，涡桨/涡轴发动机的研究经费只有近2000万美元；战斗机用F119涡扇发动机和武装直升机用T800涡轴发动机的型号验证机和原型机研制经费分别为约20亿美元和5亿美元。中小型发动机的产量和产值又分别占整个航空燃气涡轮发动机市场的近90%和60%。因此，中小型发动机是一个产出/投入比很高的领域，值得投资以加强其研究和发展工作，使其更好地为国民经济和国防建设服务。

（作者：中国航空工业发展研究中心技术研究所 方昌德）