本明资料整理小文：核心机之路---浅谈第四代大推力军用 ...

警告：此文甚为枯燥冗长……
    自上世纪40年代涡轮喷气发动机诞生以来，大大促进了飞机飞行速度、高度航程的增加，获得了巨大的军事和经济效益。世界上的航空发达国家执行了一系列航空发动机技术基础研究计划，推出一代又一代先进军民用发动机，跨上了一个又一个技术新台阶。在短短不到60年的时间内，表征涡轮发动机综合性能水平指标的推重比已由当初的2提高到10一级，军、民用航空发动机性能水平得到了持续不断的提高。航空发动机行业已成为世界航空强国的军事工业和国民经济的支柱产业。
航空发动机不仅仅是性能与结构的堆砌，更反应出一个国家航空动力产业的科研基础和工业实力，期中涉及到研制思想的转变，工艺材料的进步，设计方法和设计平台的改进以及航空发动机型谱体系构建方法等等并没有在航空发动机单个型号上直接体现出来的潜在因素才是决定一个国家航空发动机产业扬帆驶向何方的灯塔。笔者在业余关注航空发动机，尤其是大推力军用涡轮风扇发动机的过程中，收集到了大量的专业书籍和科研论文，慢慢了解到了航空发动机研制背后的故事。本文就是对大量涉及到第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展专业资料的重新整理，归纳和总结，并加入了笔者一点点浅薄的观点，为了不使个人的观点影响到论述大推力军用涡轮风扇发动机发展的客观性，笔者尽量只是对科研资料进行重新归纳和整理，保持了科研资料在客观事实和观点上的完整性。特此代表业余关注，热爱祖国航空动力事业的朋友们，向这些科研资料的作者，整理者，收集者表示衷心的敬意和感谢。
在现代战斗机设计中，首先要确定的就是发动机的推力级别、推力曲线特性和推重比，因为发动机的性能决定了战斗机的设计概念和性能用途。航空发动机的研制装备和性能指标关系到国家安全和领土完整。没有合适的发动机型号通常都会对战斗机设计和装备产生致命性的影响，从而导致整个空军的战术体系不完整和效能低下，而一款性能先进可靠性优秀的航空发动机也可以让战斗机性能“化腐朽为神奇”。大推力军用涡轮风扇发动机是所有军用航空发动机中推力级别最高，研制技术难度最大和在型谱发展中最核心的发动机类型。大推力涡轮风扇发动机直接影响到双发重型战斗机，单发中型战斗机的研制、装备和性能，从而关系到航空兵争夺制空权、中距拦截和远程精确打击等等关键战术实力的形成。其改进出的大涵道比涡轮风扇发动机又通常是战略轰炸机、战略运输机和大型客机的首选动力，因此其还对国家战略威慑力、打击力和民用航空发展乃至国民经济产生深远的影响。
大推力涡轮军用风扇发动机通常是轴流式，小涵道比，混合排气，加力推力超过10吨的涡轮风扇发动机。其概念和结构发展经历了较长的历史发展后，已经基本成熟并且日趋完善。第三代涡扇大推和第四代涡扇大推将是未来各国空中力量的主要动力。
群雄并起[1]
    从二战结束到21世纪初的半个多世纪以来，喷气战斗机大致经历了4次更新换代，其中第1代已全部退役；第2代在英、美全部退役，其它国家还在部分使用；第3代为世界各国现役主战机种；第4代战斗机已开始小批量装备部队。与之对应的燃气涡轮发动机也被划分为4代。目前大量服役中的战斗机发动机的推重比已从2提高到7~8，不加力耗油率已从1.0~1.2 kg/（daN•h）下降到0.6~0.7 kg/（daN•h）；推重比达9~10的发动机已小批投入使用。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.1 kg/（daN•h）下降到0.55 kg/（daN•h）；正在研制中的齿轮传动的涡扇发动机涵道比达11，油耗再下降9%。功率为1000kW左右的涡轴发动机的单位功率从150kW/(kg/s)提高到近300 kW/(kg/s)。在性能提高的同时，发动机可靠性和耐久性也有很大改善。军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1000发动机飞行小时。军用发动机热端零件寿命为2000h，民用发动机的热端寿命为20000~30000 h。
    特别在涡轮风扇发动机方面，从20世纪50年代开始各国相继研制了100余种各种类型的航空涡扇发动机，每一种发动机又派生出不同型号的发动机。推力从67daN到56893daN（GE90-115B，127900磅），涵道比从0.2到11，从而满足了各种不同用途飞机的需要。
    当前西方航空发达国家，如美、英、法、俄等特别是美国在航空武器装备和技术水平在世界上处于领先地位，并带领着航空发动机技术发展和新装备（型号）研制的方向。从装备的发展方面，美、英等国现役的主力机种都是第三代军用飞机及其发动机。飞机如F15、F16、F18、幻影2000、MIG－29、SU－27等。发动机如F100、F404、F110、M53、РД33、AL31等，而且这些飞机和发动机都在不断改进改型，以提高其性能水平；俄、法、日、印、韩等国是二、三代并存，以第三代为主。这些国家都正在积极发展和推进全新研制的第四代飞机和发动机。飞机如F/A-22、F-35、“台风”、“阵风”、米格1.44或者是苏-47等；发动机如F119、F135、EJ200、M88-Ⅲ、АЛ-41Ф等。这些飞机和发动机已开始陆续装备部队。
    美国在航空发动机研制方面比英国和德国晚了5～8年，但由于航空技术基础好，国家的技术和经济实力强，而且二次大战后成为两大对抗阵营之一，不惜在军备和航空装备上投入大量人力、物力和资金，在经过引进和仿制过程后，很快转入了自行研制的道路，并在世界航空发动机技术方面处于领先地位。目前，已形成庞大的航空发动机研究、发展和生产体系，能独立研制和生产品种齐全、推力（功率）级配套的军民用发动机。
     英国是世界上最早研制成功航空发动机的国家之一，后来，虽因国力有限，失去了在航空发动机技术领域的全面优势，但在民用涡扇发动机和垂直起落动力装置等技术方面仍处于世界一流地位。经过几次合并，从1966年开始英国的航空发动机工业已经完全集中到罗罗公司。在军用发动机领域，针对欧洲合作研制战斗机的要求，重点发展8000～10000daN推力级的加力涡扇发动机，如RB199和EJ200。这两种发动机分别是西欧三国和四国联合研制和生产的，罗罗公司均作了全面的技术准备。例如，罗罗公司为EJ200发动机研制了XG40技术验证机并在合作中负责高压核心部分。在民机方面，除独立改型研制RB211系列发动机使之能与美国两大公司的大涵道比涡扇发动机抗衡外还参与五国联合研制的V2500工作，负责十分关键的高压压气机部分。在技术途径上，从70年代开始，借鉴美国的核心机技术发展途径，实施了高温涡轮验证装置HTDU（High Temperature Demonstrator Unit）和XG系列验证计划，注意通过早期技术验证减少型号研制风险。因而罗罗公司仍不失为世界三大发动机公司之一。
      法国是早期航空发达国家。由于在二次大战时被占领，战后航空工业瓦解殆尽。其航空发动机工业是从战后从头开始搞起来的，因而大大落后于美、英。经过引进和改进改型，从60年代后期开始，在继承和创新相结合的方针下走上了自行研制涡扇发动机的道路。目前法国航空发动机工业由斯奈克玛、透博梅卡和微型涡轮发动机三家公司构成，另有一个发动机研究与试验中心――萨克累发动机试验中心。1945年法国着手恢复航空工业，为保持独立军事力量和外交政策，把技术力量和财力集中于喷气战斗机发动机，在为飞机选择发动机方面，法国政府坚持“宁愿自己的水平低，也不买外国发动机”的政策，从而促进了法国自身航空发动机技术的发展。在引进德国BMW003的基础上改进研制出“阿塔”系列涡喷发动机，不加力推力从原型的2200daN提高到5000daN，加力推力达到7200daN，成为“幻影”系列飞机的动力装置，除满足本国需要外，还大量出口。在60年代，在引进美国普惠公司JTF10A和TF30加力涡扇发动机的基础上，试制过TF106和TF306涡扇发动机，但均未投入实用。从1967年开始，利用上述技术，结合“阿塔”系列结构特点，研制M53加力式单转子涡扇发动机获得成功，1976年定型，用于新型的“幻影”2000和4000系列飞机。其中M53-P2加力推力达到9600daN。从此，法国实现了战斗机动力向涡扇化过渡。紧接着，又开始了90年代战斗机发动机M88涡扇发动机的方案论证、部件预研、核心机研制和型号研制，经过近20年的发展，具有推重比10一级发动机特征的M88-3已开始装备部队使用。在大型民用发动机方面，法国没有基础。但在60年代末，斯奈克玛预测10000daN推力涡扇发动机是下一代窄体机身上取代JT8D的理想发动机。通过与美国GE公司合作，利用F101军用发动机的核心机，联合研制CFM56民用涡扇发动机，既进入了民用发动机市场，又获得了急需的军用核心技术，给法国带来了巨大的经济利益。
    俄罗斯基本延续了前苏联的航空发动机技术方面的成就。在航空发动机研制方面比英国和德国晚了5～8年，但由于航空技术基础好，国家的技术和经济实力强，不惜在军备和航空装备上投入大量人力、物力和资金，在经过引进和仿制过程后，很快转入了自行研制的道路，并在世界航空发动机技术方面处于世界前列。目前，已形成庞大的航空发动机研究、发展和生产体系，能独立研制和生产品种齐全、推力（功率）级配套的军民用发动机。前苏联解体后，俄罗斯发动机研究经费受到极大影响，发展速度减缓。尽管如此，俄罗斯依靠其强大的科研实力，仍取得了一定的成就。目前正在研制用于俄罗斯第5代（相当于通常的第四代）战斗机的具有矢量推力控制（TVC）的AL-41F发动机。AL-41F虽然在1985年就开始研制，但苏联解体后，经费不能得到保障，而使计划进度受到很大影响。发动机为全单元体设计，充分采用可用的大部分材料和先进的气动技术。特别是它采用尽可能大的转动叶片设计、尽量少的零件数。AL-41F发动机与俄罗斯第4代（相当于第三代）的AL31发动机相比，风扇压比和总压比都高25%，单位重量减轻20%。发动机更加注重气动稳定性，在整个飞行包线内发动机都是无喘振工作。该发动机更加注重工程技术的成本。AL-41F的寿命期成本比AL31低25%。
    日本和德国在二次大战结束前都拥有先进的航空技术，而且德国还是最早研制成涡轮喷气发动机的国家。战后，航空工业停顿了10年左右，以后由翻修从美国和英国买进装备的飞机发动机开始，逐步过渡到专利生产，如J79、F100、T56、T58、T64、奥菲斯和阿杜尔等，同时也开始自行研制一些小型航空发动机。其中日本比较突出，自行研制了J3涡喷发动机、JR100和220升力发动机、FJR710涡扇发动机和F3涡扇发动机，但性能上都不能与美、英、法等国相比。日本自行研制发动机的目的主要在于取得技术，所以除J3生产247台外，其余均没有投入批生产。经过专利生产和自行研制的锻炼，开始在一些重要项目上参与国际合作，如德国参加西欧RB199和EJ200战斗机发动机、MTR390武装直升机发动机和V2500民用涡扇发动机研制；日本则参加了RJ500和V2500民用涡扇发动机的研制。
     乌克兰在前苏联解体后，接手了在乌克兰境内的前苏联伊伏琴柯设计局（现为扎波罗日“进步”机械制造设计局），从而成为具有独立研制航空发动机的国家。而波兰、巴西、印度、加拿大、捷克等国家，其航空工业的发展引人注目，并形成自己的特色。由于受技术、经济力量的限制，他们不搞大而全或小而全，而是瞄准航空大国无暇顾及的空白领域，通过引进仿制、国际合作、自行研制全力发展。一般多选择小型飞机发动机作为突破口，制定了符合国情的有限目标，暂时不把难度大、周期长、耗资多的发动机作为发展的重点，有的甚至干脆购买外国的发动机使用（巴西）。印度是一个大国，奉行多元化引进仿制政策，并抓紧自己的研究和发展工作，避免依赖或受制于某个大国。在军用航空发动机方面有一定基础，自行研制的中等推力双转子加力涡扇发动机，已装备在自行研制的轻型战斗机上。
建国50多年来，我国航空发动机行业以军用发动机为主，在维护修理、测绘仿制、改进改型等方面取得了很大成绩，共生产了几十个型号近6万台各型发动机，对国防建设作出了积极贡献。在预先研究和新机研制方面也取得较好进展：第一个按型号规范自主研制的涡喷发动机已经设计定型，第三代涡扇发动机也已定型，推重比8和推重比10一级涡扇发动机预先研究取得重大突破，航空推进技术验证计划初见成效；在加工制造和试验设备建设方面也都取得了明显进步。通过几十年的科研生产实践，锻炼了队伍，积累了经验，具备了一定的技术基础和研制能力。由于多种原因，我国航空发动机长期在测绘仿制中徘徊，至今还没有一个型号走完一个研究发展的全过程并装备部队。在设计技术方面，我国基本上还处于参照国外机种半仿半研、通过实物试验反复迭代的传统设计阶段。这样，型号研制风险大，周期长，所需投入多。在试验技术方面，我国还不具备国外在20世纪50~60年代就建成的大流量自由射流式发动机模拟高空试验设备，缺少一些关键的部件或系统试验设备，如核心机试验台、双轴双涵风扇/压气机试验设备、加力燃烧室试验设备和X射线间隙测量仪等。在制造技术和设备方面，我国目前已具备了制造推重比8一级发动机的条件。但是，就发动机总体技术指标而言，我国生产中的发动机（含测绘仿制和按许可证生产），相当于国外航空先进国家的20世纪60～70年代的水平；刚定型或在研的发动机，相当于国外70年代水平；预研水平，目前所处的状态相当于国外70年代末、80年代初的水平。而民用航空发动机基本上依靠国外采购。综合评估，我国在航空发动机的总体水平与世界先进水平相比大约落后一代半，即25～30年，研制和生产的型号少，而涡扇发动机更少，目前仅有3个型号。航空发动机的落后，已严重制约了航空工业的发展，成为空军武器装备发展的“瓶颈”。
参照国外发动机成熟的部件而自行研制的涡喷14“昆仑”发动机到2002年设计定型用了18年。昆仑发动机没有跳出仿制测绘的圈子。“昆仑”是我国第一种完全自行设计、研制的国产涡喷发动机，具有完全的“自主知识产权”，其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。但是昆仑发动机其实是选用了WP13发动机的二级低压压气机和缩小的斯贝的前7级高压气机的叶片造型，另外根据涡扇6以及涡喷15发动机的设计经验设计出燃烧室，高低压涡轮和加力燃烧室等部件。从设计角度说，昆仑发动机依然属于继承性大于创新性，通过参照设计和改进手段研制出来的发动机型号。
仿制国外核心机而自行研制的FWS10“太行”发动机到2005年设计定型也用了18年，才使中国在21世纪初拥有了一款属于自己的三代大推力涡轮风扇航空发动机。虽然太行于2005年通过了定型审查，在性能指标上达到设计要求，但是由于各方面原因，太行的可靠性，维护性，升限，推力曲线和启动特性还未达到完全符合军方使用要求的状态，并未通过生产定型大规模装备部队使用。而在国外，与此相当的发动机达到相当的定型状态只用5～6年，而且国外的三代大推力航空发动机在上世纪80年代就已经处于完全成熟并大规模使用的状态。
国外在已有技术储备基础上进行的民用发动机的研制，周期从4～6年缩短到2～3年。即使是跨代的新技术发动机，从工程研制开始到相当于设计定型也只要7～8年。现在我国不仅干线客机的动力市场已全都被国外占领。在国家急需发展多种任务、不同用途的飞机时，出现了无动力可选的局面。即使立即启动配套发动机研制，也因发动机研制周期长而赶不上飞机的要求。在国外航空发动机技术呈现出加速发展的情况下，我国的航空发动机技术差距却有进一步拉大的趋势。目前除了装备太行发动机的少量歼十一B战斗机使用国产动力系统外，所有的新研军机都是买装或仿制国外的发动机。歼十战斗机，我国进口的苏27系列战斗机和我国自主生产的歼十一A战斗机全部使用的是从俄罗斯进口的动力系统，飞豹战斗轰炸机使用的是仿制英国斯贝发动机的涡扇9“秦岭”。可以说，我国航空兵主力作战型号基本都采用的是国外动力系统。
核心机之路[2]
欧美等航空强国极其注重基础研究和预研，笔者将其强大的法宝总结成了三个关键词：预研工程，核心机计划，发动机系列化。事实上，这三个关键的概念和理念是不可分割的一个整体，其构成了发达国家在航空动力发展上的整个思路体系的主干。
    航空发动机的研究和发展分为：基础研究、探索发展（应用研究）、预先发展和工程发展。中国和前苏联往往是，有了具体工程发展型号的时候，才去搞基础研究、探索发展（应用研究）、预先发展，打算通过一个型号带动整个航空动力产业的进步。而大家都知道这条道路是不适合航空动力型号研制的客观规律的。航空发动机尤其是军用大推涡扇机是一个国家工业和科研体系最高的技术成就，事实上，目前能够研制先进军用涡扇机的国家恰恰只有联合国安理会的五个常任理事国，而这五个国家都是世界公认的拥有核武器的大国和强国。发展科学不能有太强的功利色彩，等到需要的时候再去从头研制总是远水解不了近渴。
    核心机从物理概念讲，是在燃气涡轮发动机中由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮组成的核心部分，它不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称为燃气发生器。从技术途径讲，是利用在探索发展（应用研究）得到验证的先进部件组成核心机。其主要特点是叶片比较短小，工作环境温度高、压力高、转速高、承受的应力大，在使用中这部分的故障率多。因而采用的工艺复杂，材料昂贵，其研制成本和研制周期在发动机研制中所占比重大，成为航空发动机研制中主要难点和关键技术最集中的部分，也是航空发动机先进性和复杂性的集中体现。
     发动机系列化的最主要途径是保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下，通过改变风扇或低压压气机直径和级数以及涡轮的冷却技术或材料来改变发动机的主要循环参数，如压比、涵道比、空气流量、涡轮进口温度等，从而获得不同性能和用途的发动机。在同一核心机上配上不同的“风扇、低压涡轮、加力燃烧室等低压部件及相关系统”，就可以以较低的风险研制出覆盖一定推力（功率）范围的一系列发动机。满足不同用途飞机对动力的需要，从而实现核心机的多用途目标。利用多用途核心机发展系列发动机的道路一直受到了航空发达国家的高度重视，并成为发动机系列发展的主要技术途径。
    美国正是把上述三个科研和研发理念贯彻到了发动机发展的始终，才锻造出世界上最顶尖最先进的军用和民用动力型号。五十年代末，美国空军航空推进试验室开始搞核心机计划（即燃气发生器计划），并分别和GE公司和PW公司签订了合同。然后以此核心机为基础，根据需要发展成战斗机、轰炸机、运输机或教练机的动力。PW公司在J57发动机核心机上加上新的低压系统就构成了TF33和JT3D发动机。J57发动机及其派生的发动机已成为十多种不同飞机的动力装置，其中包括B-52和B-66轰炸机、F101、F102和F4D、F8D战斗机、KC-135加油机、U-2高空侦察机和波音－707、DC-8民航机。GE公司1961年根据海军提出的对F-14空战战斗机的要求和对其它9种可能发展军用飞机综合考虑后，确定了GE1核心机的性能和尺寸。GE1的空气流量为35kg/s，压比11，有14级压气机，涡轮前温度1366K，最大直径610mm，推力2225daN，推重比7.14，转速13000r/min，在这个基础上保持外径不变，不断改进。第一个改进方案叫GE1A，1968年又改进了一个方案叫GE1B，1970年设计了第四个方案GE1/10，在同样的压比下，级数减少了一半，燃烧长度缩短了40％，涡轮前燃气温度提高了400K。在这些核心机的基础上发展了J97、YJ101、F404、TF39、F101等36种以上的发动机，推力从2225daN到13333daN，同时在F101核心机上发展了民航机动力CFM-56和战斗机发动机F101DEF。在燃气涡轮发动机领域，美国主要有2个核心机验证计划。一个是先进涡轮发动机燃气发生器（ATEGG）计划，主要针对18kg/s(40 lb/s)一级或更大流量的核心机及相关部件的设计、发展和验证，开发的技术可用于将来的大涡扇和涡喷发动机。另一个是联合涡轮先进燃气发生器JTAGG（Joint Turbine Advanced GasGenerator）计划，主要针对2.27-13.6 kg/s（5～30lb/s）流量的核心机及相关部件的设计、发展和验证，开发的技术可用于将来的涡桨、涡轴、小涡扇和涡喷发动机。JTAGG计划又分小涡轮先进燃气发生器STAGG（Small TurbineAdvanced GasGenerator））计划（针对2.27 kg/s（5lb/s）以下的发动机）、中涡轮先进燃气发生器MTAGG（Middle Turbine Advanced Gas Generator）计划（针对4.53 kg/s（10lb/s）流量范围的涡轴发动机）和大涡轮先进燃气发生器LTAGG（Large TurbineAdvancedGas Generator））计划（针对6.8～13.6kg/s（15～30lb/s）流量范围的轴流和离心叶片机）。ATEGG计划开始于上世纪六十年代初，最初目的是在当时涡轮发动机研究经费不足的情况下，重点开发验证核心机，花最少的钱，取得最大的发动机技术进步。GE和P&W分别研制了一种核心机（含压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，但没有进气道），成功验证了高推重比发动机技术。把这些核心机尺寸放大一倍或缩小一半，再配上相应的低压部件，可形成满足多种飞机要求的系列发动机。ATEGG是一个持续进行的计划，至今美国已形成了第7代验证核心机和验证发动机。目前，ATEGG计划的任务是针对目前和未来的飞机推进系统，开发涡轮发动机燃气发生器技术。目标是把不断发展的技术装在先进燃气发生器中，在真实的发动机环境中评估其性能、成本、耐久性、修理性和维护性。通过这种试验型核心机的试验，可以增强发动机关键技术在早期、以低的风险向工程发展转化，由此应用到派生的或新的发动机上。这些技术可用于广泛的军民用系统，包括飞机、导弹、陆地作战装置、船舶相应的航天发射。部件技术是在核心机（不完整发动机）试验中验证。ATEGG计划的核心机性能则在联合技术验证发动机（JTDE）计划的验证发动机中验证。ATEGG计划具体工作内容有，设计、加工、装配、试验和分析先进部件，以便掌握新部件和改进部件的气动力学、热力学、机械性能、生产成本和维护成本的特性；初始结构评估研究（初始结构评估重点是对结构寿命模型的验证，不包括下一步的耐久性和燃气发生器部件技术的其它结构特征的评估）、寿命评估、保障性、稳态和瞬态性能以及对先进部件是否成熟到可以进行技术转化的检验；最主要的是通过燃气发生器试验，评估涡轮发动机部件技术，验证性能、结构和成本模型和设计系统。ATEGG计划由空军研究实验室推进部管理，年度经费平均为3千万美元。JTAGG是利用核心机来验证能大大降低耗油率、提高推重比和功重比以及改善发动机燃气发生器的可靠性和维护性的技术。计划由陆军航空应用技术部（AATD）管理，年度经费平均为6百多万美元。1971年开始的STAGG计划只包括燃气发生器（压气机、燃烧室、涡轮、轴和轴承），不带动力涡轮和附件。STAGG计划主要针对部件和燃气发生器性能，同时考虑发动机的耐久性或寿命问题，后来计划还包括了可靠性、维护性和生产性（这就包括了燃气发生器的成本）方面的研究工作。需要补充的是联合技术验证发动机（JTDE）计划。JTDE计划是把来自ATEGG计划的核心机与其它先进低压部件组合成技术验证发动机，在真实的发动机环境中评估核心机和低压部件技术，重点评估结构耐久性。
     英国罗罗公司自20世纪70年代以来研制的几种新发动机也都是以一定的核心机为基础发展起来的。英国罗罗公司研制的几种发动机都是以一定的核心机为基础发展起来的，如RB211-524及R211-535发动机都是在-22B的核心机前后匹配不同的中、低压系统以得到推力较-22B大或小的发动机。Tay(泰)发动机也是利用斯贝的核心机匹配经过验证的先进风扇技术发展而成的，因而研制周期短（83～86年），研制经费少。英国航空发动机技术验证计划叫作“Rapide”（在验证耐久性的发动机中验证可靠性和性能）。计划一般由4个阶段组成：部件验证、转子验证、全台发动机验证和耐久性验证。在单个验证计划中有时可以完成1个以上的阶段。高压转子和发动机验证计划可以在真实的发动机环境中评估部件和系统设计。在这一阶段，可以评估部件匹配、热影响和机械影响以及稳态和瞬态状态下振动、温度和应力的测量。与验证核心机有关的验证计划如下：XG40计划是针对上世纪九十年代使用的先进战斗机发动机的技术验证发动机计划。XG40计划分为部件技术验证计划、发动机验证计划和寿命评估验证计划3个分计划。部件技术验证计划主要针对概念研究、气动热力试验器计划、系统和结构试验器计划，其中包括1个高压单转子（核心机）发动机计划。发动机验证计划验证性能、系统性能、结构和发动机控制。寿命评估验证计划以高压转子为基础，主要验证热端部件寿命。先进军用发动机技术(AMET)计划，计划目标是把部件验证计划中验证的部件组合成高压验证核心机进行试验，随后再组合成验证发动机进行试验，目标针对推重比15～18的发动机技术。此外英国还有针对小型发动机技术的先进小型涡轮发动机核心机ASTEC（Advanced Small Turbine Engine Core）计划。
     核心机作为技术途径是在20世纪60年代开始采用的，至20世纪末国外已发展了七代核心机。在这些核心机的基础上已经成功地研制出许多军、民用发动机。核心机计划作为预先发展的重要内容，较好地解决了发动机与飞机机体研制进度协调的问题。因此，这种途径得到愈来愈广泛的采用。
更快，更高，更强---第四代军用大推力涡扇发动机性能要求和各国发展情况[3]
自20世纪40年代初以来，战斗机发动机已研制发展了四代。现役主力发动机F110等推重比8级的第三代发动机，已经趋于完善和成熟；F119等推重比10级的第四代战斗机发动机已经或即将投入使用，具有高性能（高推重比等）、高可靠性、长寿命、低油耗、低信号特征、低全寿命期费用等特点，可满足战斗机的超声速巡航能力、良好生存性/隐身性、高机动性与敏捷性和低全寿命期费用等要求；在美国和欧洲的一些国家实施的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划和先进军用核心机（ACME）计划等开发和验证的技术保障下，已经开始对“第五代”战斗机发动机进行预研。
   自从投入使用以来，第三代战斗机发动机在不断地进行改进和改型。，通过改进和改型，发动机3级风扇的增压比达到4.0左右，总增压比已达到30～40，涡轮进口温度提高到1850K左右，推重比已达到8.7～10.0，有些参数已经接近或达到了第四代战斗机发动机的水平。
   那么既然三代大推涡扇机能够通过改进“芝麻开花节节高”---达到了四代动力的水平，我们自然会去思考一个问题：能否在三代动力上继续改进，从而不用研制新型号机？由于航空发动机的研制和试验是一项极其复杂和高投入的系统工程，而且充满风险，除非必须没有哪个国家愿意上新型号机。很遗憾的是，答案是否定的。这就要从第四代军用涡扇机的研制需求和技术特征谈起了……
   第四代战斗机是90年代中、后期即将投人使用的新一代战斗机。据文献报导，美国90年代典型战斗机的作战飞机任务剖面，各飞行航段的主要性能要求为:起飞降落滑跑距离小于457m;作战时要求高度在9144m,M从0.8到1.6的加速时间小于50s;高度在9144m,M为0.9-1.6时的正常盘旋过载均大于5g;突防和脱离战斗时能在9144m高度以M=1.5作不加力超音速巡航;在高度12190m飞机最大平飞速度达M  = 2.0。这些性能数据说明90年代战斗机比现役战斗机有更优越的性能。如在同样飞行条件下正常盘旋过载从4.1 - 4.3g增加到5g以上;要求不加力状态达到M=1.5超音速巡航等。
   下一代战斗机，具有以下主要特征:
   1.超音速巡航。下一代战斗机的主要作战高度和速度仍以中低空中速为主.从美国先进战术战机(ATT)飞行包线可以看出，该战斗机不追求比现役机种更高的M数(最大M数为2,0左右)，但扩大了低空大速度和高空小表速工作范围，特别是扩大了不加力工作包线范围，并且要求在发动机不加力状态下，能以M 1.4 -1.5作超音速巡航和超音速突防.而现役战斗机中个别的只能在某些条件下以不加力推力作鱿效咯大于1.0的短暂飞行.这个飞行特性是提高飞机生存力的重要条件.它使具有持续的超音速巡航能力的战斗机扩大了防空范围，同时，提高了防御能力。
    可以说，四代战斗机对四代军用涡扇机最大的需求就是超音速巡航，各位朋友对于祖国四代战斗机能否实现超音速巡航也是异常的关注。超音速巡航最简单的理解方式就是在发动机处于非加力状态下，战斗机能够达到或者超过音速，并且可以持续较长的时间以符合一定的作战要求。这就要求四代大推涡扇机能够在非加力状态下能够接近或者达到以前三代机在加力状态下的推力。
   2.高机动性能。常规机动依靠控制飞机的过载来实现，目前现役战斗机已达9g，再增大已不可能，因为飞行员们无法承受更大的过载值，目前出现新的非常规机动，即过失速机动或超音速机动.这种机动并不要求更高的过载，而是使飞机机头更快地指向目标.它是靠拉大迎角到80度左右，然后绕速度矢量滚转而取得的。过失速机动必须具备快速机身瞄准能力。这是第四代战斗机近距空战应具备的特征之一。
   想必大家或多或少都看过美国的飞官在天空中秀猛禽这一现代航空工业最杰出成就的机动能力，各种超乎大家想象的动作似乎猛禽都可以轻松完成。在中低速条件下复杂动作会对发动机进气气流的平稳程度和能量特性造成严重的影响，同时，发动机也必须装备矢量喷管以适应这种复杂机动对于主动控制的需求。这就要求四代动力不仅有着强悍而狂暴的推力，还要能够在极端恶劣的进气条件下正常的工作，真是“又想让马干重活，又不想让马吃草”。同时，四代军用大推涡扇机还有有着聪明而灵敏的头脑，否则将无法有效控制自己灵活的矢量喷管。
   3.隐身性。与主题关系不是很大，暂且不提。
   4.短距起降。能在遭到破坏的跑道上，在颠簸场地和软场地上起降，是提高飞机生存力和出勤率不可缺少的性能.要求用中间状态推力起降距离在500m以下.
   如果说超音速巡航是对四代军用大推涡扇机最大军用推力提出的要求，短距起降则是对于发动机中间状态推力提出的。不过从工程实现角度讲，如果你的飞机能够在不开加力的情况下超音速，那你的飞机的短距起降能力必然不会很差。因为超音速巡航是四代战斗机对于发动机提出的最严苛的要求。
   5.可靠性和维护性好。战斗机除杀伤目标的能力外，以一种允许其完成任务的方式离开地面的能力也是整个战斗机效能中的一个主要因素.飞机的复杂程度日益提高，因而可靠性和维护性就显得越来越重要。不仅要求飞机的可靠性高，战斗出勤率高，而且要求能迅速加油和重新挂装弹药连续出击.每飞行小时所需的维护人员时间比现役战斗机降低一半，作战再次起飞时间比现役的战斗机缩短一半。
如果投入巨资所研发的超级先进战斗机只能在服役期内的大半时间趴在鸡窝里享受假期待遇，或者只能在第一次起飞执行战斗任务时大放光彩，那这样的机机显然就是传说中的机库皇后。
    为了适应上述种种的苛刻条件和需求，美国空军、海军从1979年就开始执行一项“先进战术战斗机发动机(ATFE)”计划，并进行招标。结果GE公司，PW公司于1983年取得了研制验证机的合同.PW公司提出了常规涡扇PW5000验证机.GE公司提出了GE37变循环验证机.于1986年空军正式确定为F119-PW-100和F120-GE-100发动机.1990年分别在ATF飞机F-22和F-23上试飞.1991年4月美国空军选中PW公司的F119发动机装F22型ATF飞机。
西欧在考虑这一代战斗机发动机时，还未提出性能更高的全新第四代军用大推力发动机发展计划。法国SNE-CMA公司研制的M88先进战斗机发动机，采用了验证机的发展道路.1983年T4达到了1700K，然后又逐步改进，在1986年T4达到了1850K，推重比达到10，经过系列型号发展，M88-2原型机于1989年3月开始台架试验,1991年一季度装于“阵风”飞机，进人发展计划的飞行试验阶段。欧洲喷气涡轮公司(由英、德、意、西班牙四国发动机公司组成)于1985年开始为欧洲战斗机((EFA)研制的EJ200发动机，主要应用了英国R. R公司的XG - 40验证机计划的核心机技术.该机于1988年11月进行了台架试车，1989年达到性能要求.1992年底进行试飞。
    当然，昔日的超级大国俄罗斯也不会坐视美国和欧洲在关系到国家的前途与命运的先进军用航空动力技术上领先过多。土星公司将会利用发展AL41F技术改进AL31F,从而发展出一款性能接近国际上四代动力的型号机，就是大家如雷贯耳的---117S。除了用于俄罗斯五代战斗机的研制试飞，这款俄罗斯最新动力成果计划于2009年，也就是今年的5月出厂首台原型机，，并且装备在出口的新苏35上。苏联时代曾经研制过一种五代发动机原型机AL41F，计划装置在米格1.44上。五代发动机不可能在目前型号基础上通过改进来完成，必须通过建立依靠新一代技术工艺所组成的系统进行五代动力的研发。俄罗斯的五代动力很可能会被赋予一个新编号，事实上，土星在发展117S过程中已经应用了为五代动力所研制的零件，比如风扇，涡轮和冷却系统。新的五代动力将采用新的核心机，并且在预研阶段就确定要发展到推比15-20的概念。
     美国，欧洲，俄罗斯各显神通都开始了各自在新一轮航空发动机研制历程并且都取得了引世人瞩目的成就。身为联合国安理会唯一一个发展中国家，一个在过去一百年里里饱尝落后所带来的代价，又重新站起来的古老东方国度---中国也在刚刚完成第三代大推力军用涡轮风扇发动机的情况下开始书写中华民族在复兴道路上又一辉煌而感天动地的历史！
基础决定一切---航空发动机与工业综合实力[4]
现代飞机不断提高的战术技术指标对航空发动机提出了非常高的要求。高温、高压、高转速而又要求高可靠性、长寿命和轻重量是其基本特点。在这些高而又相互矛盾的要求的推动促进下,作为发动机技术支柱的气动热力学、材料学、结构力学和结构设计技术以及工艺技术已发展到了很高的水平。发动机就是建立在这些学科基础上的综合高技术产品。
超塑成形/扩散连接制成的宽弦空心叶片：宽弦空心叶片是三个部分的组合体，即由两片钛板材和一个钛蜂窝夹心结构组成。蜂窝夹心部分为薄壁、小室的钛蜂窝骨架，叶盆及叶背蒙皮为钛板材。蒙皮与蜂窝间用激光扩散钎焊而成为一个整体的复合叶片，其实就是具有空心夹层的叶片结构。以往的发动机风扇叶片都是实心结构，虽然强度特性较好，但是重量较大。随着工艺和高强度钛合金的进步，现在的空心风扇叶片也可以完全满足抗大离心力，抗气动冲击等等强度要求。这种叶片的重量轻、刚性与强度高，抗疲劳和冲击能力强，具有较好的吸振能力与阻尼特性。
目前，我国的三代推力涡扇发动机太行也采用了带有凸肩的宽弦空心风扇叶片设计。最近，罗•罗公司又在发展第三代宽弦、无凸肩风扇叶片—“超塑成形/扩散连接”风扇叶片。它的芯部用波状结构取代原来的蜂窝结构，两面板及芯部在高压氦气下超塑扩散连接，叶片重量比蜂窝夹层空心叶片减重15%。超塑成形/扩散连接制成的钛合金叶片比复合材料叶片重量轻。复合材料疲劳强度高，减振性能好，国外已用它制造风扇叶片及压气机零件，但是复合材料尚存抗冲击能力差和制造质量不稳定等缺点，需做很多研制工作。
聚合物基复合材料：由美国NASA Lewis研究所开发的PMR型聚酞亚胺作为基体的制件，使用温度可以高达300度，使耐高温聚合物基复合材料的潜力得以发挥。虽然目前复合材料应用于发动机的热端部件的时机尚未成熟，但是复合材料已经开始应用于发动机风扇，外涵机匣等等部件。PMR-15复合材料的热稳定性远优于环氧复合材料，同时还具有良好的耐环境能力。GE公司研制的F404发动机的外涵道已采用PMR-15/碳纤维做制件，代替了钛合金，因而使涵道减轻重量15%，降低总成本35%，并且没有强度和寿命的损失，还具有优良的阻燃能力。目前，国外在PMR-15的发展方面已做了大量的工作，发展了第二代产品—PMR聚酞亚胺改性。最典型的是LARC-160和PMR- B -50，并早已面市。在今后相当长的时间里，PMR聚酞亚胺的研究工作主要集中在以下几个方面:
(1)进一步提高热稳定性;
(2)改善工艺性，主要是降低成形温度和压力;
(3)提高复合材料的韧性;
(4)改善耐吸湿性能。
由于高分子复合材料研究需要较高的资金投入和长时间的研制周期，我国在复合材料基础科研和应用整体实力方面目前与国外差距较大。不过随着我国碳纤维原丝等高分子材料的攻关成功，我国开始在战斗机蒙皮，进气道，垂直尾翼和水平尾翼上使用复合材料，并且开始尝试用复合材料一体化成型大型飞机部件。航空动力方面，我国已经成功的在太行发动机上应用了具有第四代发动机设计特点的复合材料外涵机匣，这可以说是我国在复合材料应用于航空动力系统的一次具有重大意义的成功。
陶瓷基复合材料：因为复合材料比传统的金属材料重量轻不少，采取复合材料制造热端部件一直是航空发动机领域的热门科研方向。这些高温部件的材料性能决定了发动机的效率。目前世界各国针对下一代先进燃烧室的要求，正集中研究碳纤维或碳化硅陶瓷材料，并取得了较大进展。90年代末可望研制出具有优异高温强度和韧性的陶瓷材料，并将部分取代高温合金，用在航空发动机燃烧室上。如果具有优异高温强度和韧性的可锻陶瓷材料能付诸实现，火焰筒就只需极少量的空气冷却支架，浮壁块也不需要冷却，燃烧室的空气流量分配将改变，燃烧室的性能将有较大提高。浮壁式火焰筒在制造中不需焊接，在使用中有助于减少裂纹产生的可能性。据美国报道，采用陶瓷材料的浮壁式火焰筒重量可减轻40%左右，这将有利于高推重比的实现。
在国际上，航空发动机CMC一S iC密封片和调节片己在多种发动机上应用，在推重比8级发动机(如M 88一2)上己应用10多年，在推重比10级发动机上也己应用。中国缺少验证计划，往往急于上型号，实际上是在型号上验证，这样不仅拖长型号研制周期，而目成本较高。更重要的是，对上型号的材料和构件，首先要考虑风险问题，不能因此影响到正在装备使用或者研制的型号机型。而国外的验证机由于不是正在装备的型号机则不用过多顾虑风险。如果我国继续在推重比8级发动机上加大试验考核力度，无疑会形成CM C一S iC在航空发动机上应用验证的技术平台，必将大大缩短中国航空发动机与国际先进水平的差距，也为推重比10级航空发动机CM C一S iC的应用奠定坚实基础。中国在‘九五’计划下，开始启动新一代高性能航空发动机研制。“CV I结合RMI法制备碳化硅陶瓷基复合材料”课题被列入总装‘九五’预研计划。要求该课题在九五’期间完成制备工艺研究，并对CMC一S iC的模拟件在发动机试验台上考核。仅用5年时间实现由制造工艺研究到构件考核的跨越，在国际上也少见。我国的航空航天高温陶瓷及其复合材料研究，首创了低成本、高性能、耐高温、长寿命、抗氧化陶瓷基复合材料的制造技术，总体技术跻身国际先进行列，材料性能达到国际领先水平，为发展中国连续纤维增韧陶瓷基复合材料及其制备技术做出重大贡献。
碳/碳复合材料：碳/碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的比重不到2克每立方厘米，仅为镍基高温合金的1/4，陶瓷材料的1/2;尤其是随着温度升高(可达2200 度 )，其强度不会降低。这是其它高温结构材料无法比拟的(除抗氧化性能差以外)。将碳/表复合材料作为高温长时间使用的结构材料，用于航空发动机热端部件，是目前世界上先进国家研究和发展的方向 ，世界各发达国家研充新一代高推重比发动机无一不是把它作为高温关键材料来考虑的。例如，在非转动件方面，美国已将高性能复合材料用在F100发动机喷嘴及燃烧室的喷管上;法国幻影2000等型飞机发动机的加力燃烧室喷油杆、隔热屏、鱼鳞片等零件已采用碳/碳复合材料制造。对于受力件，许多都已进行了地面试验或做出样件。目前碳/碳复合材料的主要问题是抗氧化性能差，制造时间长(数十天至半年)，成本高。其中，高温、长期使用下的抗氧化保护措施是关键问题之一。
高温钛合金：钛合金是一种密度小、热导率低、高耐蚀和具有优良的综合性能的材料，尤其是高的比强度及较高的抗蠕变性能更是航空发动机材料不可缺少的特性。此外，钛合金还具有优良的加工性能。国外工业性钛合金的最高使用温度为540~550度，工业试验性钛合金最高使用温度可达590~600度。目前，钛合金是压气机部分的主要材料。英国IMI公司开发的一种具有更高耐温性能材料IMI834钛合金和美国的Ti-1100，在600度以下能长期抗蠕变。高温钛合金在新一代发动机上的应用，使得高压压气机转子变成全钛型成为可能。因此，发展新型高温钛合金已成为高性能涡轮发动机((IHPTET)高压压气机部件的候选材料之一。
金属间化合物：金属间化合物具有高的使用温度、比强度及导热率，同时还具有好的抗氧化、抗腐蚀性能，高的蠕变强度。由于金属间化合物是处于高温合金和陶瓷材料之间的一种新型材料，它填补了高温合金和陶瓷材料的空白，因而成为航空发动机高温部件的理想材料之一。当前，开发和应用研究的重点是钛铝和镍铝金属间化合物。这些化合物对于压气机、涡轮和加力燃烧室等很有吸引力，因此近年来发展十分迅速。80年代末试车成功的高压涡轮支承环和高压压气机机匣是用Ti3Al合金制成的。GE公司已制出一些用于高性能发动机的钛铝金属间化合物静子零件。近几年镍铝金属间化合物的研究也取得了重大进展。据介绍，美国已用NiAI合金作成涡轮导向叶片，并正在发动机上试车。作为实用化高温结构材料，金属间化合物所面临的主要问题是室温脆性及在高温环境中的腐蚀。
多孔层板：多孔层板一般是用两层或更多层金属板材焊接而成。这种冷却结构的主要原理是利用对流冷却。多孔层板冷却结构能有效地降低火焰筒的壁温，减少冷却空气量，同时降低了排气污染，延长火焰筒寿命，因而提高了发动机的可靠性和使用寿命。目前多孔层板冷却结构有两种类型，一种是由美国艾利森公司研制的Lamilloy，另一种是英国罗•罗公司研制的Transply。两种方案都取得比较满意的成果，并在燃烧室火焰筒上得到应用。艾利森公司选用了三层钴基合金HS188板材作成多孔层板冷却结构，并已经在发动机上进行了试验和应用。它不但可以有效地降低冷却空气量(约节省70%)，而且还能改善排气发散水平，减轻重量，降低成本，为新一代燃烧室冷却方案开拓了新路。
单晶合金叶片：为了提高发动机性能、许多先进发动机上已经使用了了定向凝固单晶叶片。镍基高温单晶合金有较好的杭蠕变性能，有较高的抗热疲劳能力和工作温度，从而增加了叶片寿命。80年代初期，GE公司研制了第二代单晶叶片合金Re-neN5。目前，ReneN5是工业使用中抗氧化性能最好的涡轮叶片合金，正大规模地应用在先进军用发动机上。ReneN5合金由于采用先进的铸造技术使得合金中能够加入钇元素，从而提高了抗氧化和耐热腐蚀性能。现在，ReneN5比早期用在CF6发动机上的定向凝固合金Rene80H的抗氧化温度高130~165度，该合金对GE90发动机的耐久性起了重要作用。由于它具有显著的抗腐蚀能力，使合金的应力断裂和抗疲劳能力增加22度，从而使发动机涡轮进口温度提高了58度 。ReneN6比ReneN5耐温能力高10度，是ReneN5的发展型，铼是其关键的强化元素。单晶叶片ReneN6正在进行发动机试车，结果令人振奋。
粉末冶金盘：粉末高温合金能消除和减少偏析，具有晶粒细小、组织均匀和提高热加工性能的特点。同时可净化毛坯、简化工序，从而提高了材料利用率，降低了成本。粉末冶金盘有重量轻、高强度的明显优势。60年代，PW公司制成In100合金的粉末涡轮盘，并装在F100发动机上。80年代中期，GE公司制成Rene95粉末盘，并应用在F110,CFM56,CF6发动机上。目前，GE公司10 000多台装有粉末冶金制成的转子件的航空发动机正在服役中。80年代初期，GE公司根据损伤容限设计了第二代粉末合金Rene88DT(Damage Tolerance)。该合金的研制是基于美国军用和民用发动机15年粉末冶金转子件的生产和使用经验而制定的。它比常规的转子合金DA718抗蠕变能力高110度，同时与第一代粉末合金Rene95相比，还改善了损伤容限。Rene88DF具有出色的抗蠕变、损伤容限、拉伸强度和抗裂纹扩展的综合性能。Rene88DF合金进一步提高了GE90发动机的可靠性。另外，F110-129型发动机上也选用了Rene88DT合金，从而改善了发动机的性能。自1988年投入生产以来，Rene88DT是当今发动机最好的高温转子材料。
我国航空发动机研制的困难和性能差距主要就体现在材料和工艺两个方面。在上世界70~80年代国外在材料和工艺方面进展突飞猛进，我国却因为历史原因错过了黄金时期。在国外第三代航空发动机早已采用并成熟实践的材料中，单晶涡轮叶片和粉末冶金涡轮盘我国至今尚未在第三代航空发动机“太行”上应用。而单晶涡轮叶片和粉末冶金盘的特性是航空发动机性能和先进性最关键的保证。现代航空发动机对涡轮前温提出很高要求，涡轮前温是发动机输出功率的保证。工作在燃烧室之后的涡轮叶片和涡轮盘就首当其冲长期承受着高温，高速和高压环境。研制先进材料需要较长的时间并具有较大的风险，我国以往在航空发动机研制上采取以型号带动工业的方针，试图通过上型号的方式来提升整个航空工业水平。于是，与型号相关的材料和工艺研究在型号立项之时才开始搞。通过较短的时间无法完成先进材料和工艺的科研任务时，就必须修改发动机设计指标、导致航空发动机研制周期大大延长甚至致使型号研制失败。而如同在上文所述，国外广泛开展各项预研工程积累科研和工业实力，在需要进行型号研制时，立刻就能拿出现成的材料和加工工艺。近年来，我国也开始反思教训，学习国外先进经验开始进行预研工程，预计在十一五和十二五期间，这些基础研究项目将大量的开花结果。从我国研制航空发动机的经验教训来看，航空工业发展---基础决定一切。
三大部件的胜利
风扇与高压压气机、燃烧室、涡轮是航空发动机的三大部分。每一次航空发动机在性能上的跃升，都离不开这三大部件进步的积累。可以说第四代航空发动机能够登上历史的舞台是三大部件的胜利。
风扇与高压压气机[5]：从系统的观点看,发动机以部件技术为基础,通过精确的、能全面协调的总体集成匹配技术才得以设计研制成功。风扇和高压压气机是涡轮发动机的一个重要部件,技术含量高,难度大,常成为阻碍研制成功的关键部件。高推重比发动机对风扇和高压压气机提出了更高的要求,出现了一些新的技术问题需要加以研究、解决。
美国于1988年开始实施的IHPTET计划,希望在世纪交替之际,超越技术上的障碍,使推进系统比现有能力提高1倍,即在2003年完成第三阶段计划时所具有的能力,可使推重比达到15～20,耗油率降低40%。为达到此目标,在风扇压气机方面,则要在保持高效率和足够失速裕度的条件下实现以更少的级数达到更高的压比,例如,整个风扇从现在通常用的3～4级减少为只用1～2级;而核心压气机则只用3～4级。第三阶段的某些目标现已提前达到,例如,一个单级风扇转子在试验时已达到了F 100-PW-200三级风扇的压比,且效率很高。在空气动力学方面,对于轴流式风扇压气机,IH PT ET计划提出的主要研究课题是:高通流设计,弯掠叶片和大小叶片。以非定常全三维流场数值模拟为主要研究内容的计算流体力学是达到上述目标的主要技术支持。为了同美国竞争,以英国为主,意大利和德国共同参与与实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段(ACM E2),英、法又联合实施了先进军用发动机技术计划(AM ET)。北大西洋公约组织,俄罗斯也都有类似计划。在风扇压气机方面的研究内容大致相同。
1.掠形叶片技术：
自从40年代气动后掠机翼在飞机上应用取得成功以来，航空发动机界已进行了大量的掠形叶片技术的开发和研究工作。50~70年代，GE公司等分析研究了线性前掠和后凉的压气机叶片，但进展不大二。70年代中期，美国NASA设计和试验了QF12后掠风扇级。80年代，GE和PW公司等集中设计、加工并试验了一些后掠叶片的风扇/压气机，逐步认识和理解了掠形气动力学的机理，取得了进展0。90年代，GE公司、PW公司、RR公司以及CFMI公司等都进行了大量的掠形叶片的设计、加工、试验和分析研究工作，进一步发展了前掠和后掠叶片的风扇压气机，取得了重大的突破。预计在不久的将来，掠形气动技术将应用在现役或预研的发动机上，并将成为推比15-25发动机的关键技术之一。
70年代到80年代初，美国空军和GE公司为了研制高压比、大流量、高效率和喘振裕度适当的压气机，制定了高通流压气机( HTFC)预研计划。在该计划以及后继研究中，先后设计和试验研究了多个转子，其中转子R8 , R9和R10是以设计得最好的非掠转子R4为基准的掠形转子，他们们分别用于研究掠形对压气机性能对压气机失速的影响。90年代中期，美国空军、海军和GE公司共同投资，由GE公司设计了一台前掠气动研究试验件(GESFAR)。该高速、低展弦比风扇试验件共有2级。第1级转子采用前掠叶片的整体叶盘结构转子，为了减少可能的机械问题，第1级采用高强度钛合金制造，但将来可能采用减轻重量的改进结构。为了模拟由战斗机前框架引起气流畸变所造成的恶劣的流场状态，进口导向叶片采用了可调结构。为了降低费用，风扇试验件尽可能多地使用现成的F404发动机的部件。另外，为了进一步全面评估前掠叶片技术的潜在收益，重新设计了第2级风扇进行试验分析对比。1996年4月至6月，GE公司在空军怀特实验室的压气机研究设备上进行了GESFAR风扇的试验。试验表明:与现役战斗机发动机的风扇比，该风扇不但减轻了重量，在气动性能和稳定性方面也得到了较大的改善，总效率提高4%，尖部效率提高8%，失速裕度也提高了几个百分点，因而它承受进口气流畸变的能力提高了8%。高失速裕度允许提高风扇的压比，增大发动机的推力，估计在不增加风扇质量流量的情况下采用该风扇能使发动机的推力增加10%，或者使其他部件的负荷降低。另外，前掠叶片的高的承受进口畸变的能力也有利于提高发动机在机翼下的隐形飞机和采用推力矢量喷管技术飞机的性能。1996年中期，GE公司在IHPTET划下获得一个研制先进风扇的合司。该风扇是为通用战斗机发动机研制的但最终的设计要适合装到“超黄蜂”飞机的F414增推型发动机上:它采用2级整体叶盘结构的前掠叶片设计，与当时的F414发动机3级风扇比、流量增加了10%，压比提高了10%，同时也大大地减少了部件数。这样，一该风扇与新的压气机和高压涡轮一起使F4I4增推型发动机的推力增加25%，并能够与飞机进气道相匹配。目前，GE公司在IHPTET计划支持下，验证了其低展弦比前掠风扇叶片具有气动效率高、喘振裕度大、抗进气畸变能力强的特点，并期望将来应用到IHPTET计划的XTE一76JTDE发动机上，以及用于GE-PW联合发动机公司的GP7000发动机第1级高压压气机和将来其他压气机的设计中。
80年代中期，为研究低展弦比前缘后掠对高压比跨声速压气机性能的影响，美国海军和PW公司共同开展了海军先进风扇部件技术(NAFCOT)计划。PW公司采用基本相同的气动设计和几何参数，设计了一个基准的低展弦比非后掠叶片的风扇级和一个后掠的风扇级。在PW公司和空军的高速压气机和风扇试验设备上试验了这两个风扇级，试验结果验证了叶片后掠降低了激波损失，提高了效率，尤其是在75%一95%叶展间效率改善较，最高达8%。但是由于该后掠级转子叶片验率大压比沿径向分布的特殊设计，叶片的展向质量平均效率没有改善，失速裕度还有降低。1991年8月，由美国海军、空军和PW公司共同投资，PW公司开始设计和研制一台2级后掠叶片的整体叶盘风扇。该风扇采用NASTAR设计程序设计，并吸收了PW公司在以前的后掠风扇研究和压气机设计1作中积累的经验和成果。因而它的效率比IHPTHT计划基准风扇的效率提高5%，级压比增加30 %，气动性能相当于XTE65/2上的3级风扇的性能。当时采用实心钛叶片，以便尽快投人试验，将来发展空心金属叶片或者复合材料叶片。1995年首先将该叶片安装到空军环特实验室的压气机研究设备上进行评定试验，检测风扇的流量特性、稳定性、效率和流通能力。为了确定该风扇用于隐形飞机上的性能，将配装到一个低发现率进气道上进行试验。‘之后，还计划把一台新加工的后掠风扇安装到IHPTHT验证发动机上进行试验验证。1994年8月，PW公司将一台3级低展弦比、无凸肩、后掠的钛合金风扇与一台低压涡轮和一个喷管安装到XTC65核心机上，组成XTC65/2发动机进行试验。该风扇的直径比F119发动机风扇的直径稍大，效率和失速裕度都比当时最先进的风扇好。试验表明XTC65/2发动机的性能达到了IHPTET的目标。另外，PW公司还汁划将高效、大后掠叶片技术应用到PW7000发动机方案的1级整体叶盘高压压气机和GE-PW联合发动机公司的GP7000系列发动机的风扇上。
90年代，英国RR公司利用一个精确地使叶片弯曲和后掠达到最优化的三维气动力学分析软件设计了一台掠形片的风扇。该风扇的直径为2. 79m，转子叶片为超塑成型/扩散焊接的宽弦空心掠形结构，大大减轻了重量，增强了风扇的抗鸟撞能力。该掠形叶片的没计与PE和GE公司的设计有所不同，它采用形同短弯刀的前缘设计，使进入发动机的气流沿叶片展向平稳地减速，到叶尖处转变为超声速，从而使激波面在叶尖处倾斜，提高效率。预计该掠形风扇能使空气流量提高10%，叶片进口马赫数降低10%，抗鸟撞能力增强10%，巡航效率也有所提高。这样，发动机在不增大风扇直径的情况下依靠掠形风扇的气动特性可获得更大的推力。RR公司首先将该掠形风扇用在湍达500发动机上，之后1998年12月又安装在新设计的额定推力为454kN的湍达8104发动机上，并进行了试验。试验表明其推力达到490kN,证明了该掠形叶片设计的可行性。此外，湍达800的总设计师还计划将这一掠形技术用于中压和高压压气机的设计中。
GE,PW和RR公司长期致力于开发风扇/压气机的先进气动技术—掠形叶片设计技术。进人90年代，已比较深人地理解和认识了前掠和后掠叶片的气动力学机理，并设计、加工、试验、验证了大量的前掠和后掠叶片的风扇/压气机，取得了重大突破。GE公司已验证了前掠较后掠在气动效率、喘振裕度和抗畸变能力方面更优。可以预言，掠形气动设计技术将成为改进和改型的现役和在研发动机以及设计先进的推比15--25的航空发动机的关键气动技术之一。
2. 大小叶片技术：
航空发动机压气机大小叶片技术是轴流压气机设计的一项前沿核心技术，它在常规叶片通道的后部加 入一片小叶片，可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可避免常规叶片造成叶片槽道前部气流堵塞，在保持高效率、高气动稳定性的条件下具有比常规方案高得多的加功增压能力。因此，及时开展该项技术 研究，可以抢占轴流压气机设计领域的技术制高点， 实现我国航空发动机研制的跨越式发展。
大小叶片压气机的主要设计思想是在气流最容易发生分离的叶间通道后半部分局部增加小叶片。对于常规叶片来讲，惯性作用使得气流最易在叶背分离，而加了小叶片可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可以避免因增多全弦长叶片引起的堵塞、效率下降和重量增加。所以利用大小叶片技术能够在保持高的气动稳定性的同时，大幅度减少风扇和压气机级数，提高发动机的推重比或功重比。
20世纪70年代初，Dr．Wennerstrom为解决级压比3．0的高负荷转子常规设计导致的转子出口气流落后角过大的问题，就采用了大小叶片的气动布局。但试验结果远低于设计值，原因是叶背大面积分离，效率很低。1974年，Wennerstrom设计大小叶片转子，性能仍不好，但发现大小叶片气动布局可以非常有效地控制高扩散因子下转子出口气流落后角。1988年，美国国防部、NASA和工业部门联合实施‘综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)”计划，目的在于研究和验证推重比／功重比指标比当时的生产型发动机翻一番、耗油率可降低约40％的先进发动机技术。1989年，作为IHPTET计划内容之一的‘‘联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG)”计划合同承包商，TextronLycoming公司(被联信公司收购，最后并入霍利韦尔公司)充分利用计算机技术和全三维数值模拟技术取得的重大进展，重新开始了大小叶片气动布局研究，并计划在JTAGG第二阶段(1997—2001年)和第三阶段(2001—2003年)将其作为核心关键技术之一进行研究和试验验证。JTAGG第二阶段配装大小叶片压气机的第一台技术验证机(XTC56／1)于2001年1月完成试验，达到设计指标。第二台技术验证机(XTC56／2)于2002年完成试验。在涡扇发动机应用研究方面，据美国IHPTET计划“十年进展”称，单级大小叶片压气机已达到F100-PW-220级风扇的压比，并具有很高的效率；在IHPTET计划的“联合短寿命涡轮发动机概念(JETEC)”计划中，霍利韦尔公司的JETEC第三阶段验证机(XTLS711)的单级风扇也采用了大小叶片的结构形式。可以看出，轴流大小叶片先进气动布局是美国实现其超高推重比发动机计划的关键技术，也是未来高性能轴流压缩系统重要的新技术。
大小叶片压气机作为一种先进的压气机气动布局方案，对发动机性能提高起着至关重要的作用。但它仅仅是航空发动机若干项关键设计、制造技术中的一项单项技术，必须与燃烧室、涡轮、调节系统、机械传动系统一起协同工作，达到总体气动性能和结构的设计要求，才能体现出它的作用和潜力。因此，为了准确反映改型发动机的实际工作状态和在真实环境下的使用性能，大小叶片压气机除了在地面进行部件试验和整机性能试验外，还应完成相应的持久试验和试飞，才能使大小叶片压气机作为部件关键技术真正成为一项在航空发动机中工程实用的技术。
燃烧室[6]：压气机后面紧跟的是燃烧室。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧，产生高温高压燃气来推动燃气涡轮运转并从尾喷口高速喷出从而产生推力。航空发动机对燃烧室的要求是：第一，燃烧室单位容积的发热量或者说是热容强度要很高。通俗的说，就是要燃烧室在尽可能小的容积里完成高压空气与燃料的混合与充分燃烧。第二，要保证足够高的燃烧效率。第三，保证经过燃烧室后的气体达到所需的温度并要求出口温度场相当均匀。燃烧室的后面是涡轮，如果气流温度不均匀，有的地方特别热，有的地方特别冷（相对的冷，温度仍在千度左右），涡轮就会受不了--同一个涡轮叶片，转到热的地方就膨胀，转到冷的地方就收缩，一来二去，叶片很快就会发生金属疲劳，降低了使用寿命。燃烧室的设计难点在于，油气二相混合物的流动特性既不同于液态，又不同于气态，这种流场很难建立精确的数学模型。所以，燃烧室的设计过程很大程度上是通过实验来进行的，需要完善的试验设备和较长的试验时间。
随着高性能军用飞机技术的发展,对发动机提高推重比的要求持续增加。增加发动机压比以提高循环效率、增加涡轮进口温度以提高单位推力是提高推重比最直接和最有效的方法。因此,燃烧室部件设计将向高温升高热容燃烧方向发展。现役的推重比8一级发动机燃烧室温升水平为800℃～850℃,主要采用燃油喷嘴和火焰筒头部旋流器匹配技术及机加工冷却气膜设计技术。目前在研并将服役的推重比10一级发动机燃烧室,在推重比8一级发动机燃烧室设计技术基础上,结合采用先进的火焰筒头部气动雾化、壁面复合冷却和浮动壁结构设计技术,温升增加了200℃(如M88、EJ200及F119)虽然推重比8和推重比10一级燃烧室设计基本采用常规气动热力、结构、材料和工艺,但是满足了相应水平燃烧室研制需求。若要进一步提高燃烧室温升,将导致诸如油气匹配、燃烧组织、出口温度场质量控制和壁面冷却等一系列难题,必须在气动热力学、新结构、耐高温轻质材料及相应加工工艺等方面取得突破。为此,美国已实施的发动机热端部件技术计划(HOST)和目前正在进行的高性能涡轮发动机技术综合计划(IHPTET),针对上述技术问题进行了大量的预先研究并已取得显著技术进步。国内针对推重比8和10一级发动机燃烧室技术已进行了大量的预研,并取得了一系列成果。
涡轮[7]：能在 "三高"条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。对于气流而言，温度、速度和压力使密切相关的三个参量，于是，"三高"要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口温度上面，而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。
铸造高温合金：自从20世纪40年代初期第一台航空喷气发动机采用第一个铸造涡轮工作叶片以来铸造高温合金的发展经历了一段曲折而又辉煌的历程。众所周知,航空发动机的发展与高温合金的发展是齐头并进、密不可分的,前者是后者的主要动力,后者是前者的重要保证。占据着航空发动机中温度最高、应力最复杂的位置的铸造涡轮叶片的合金发展尤其是这样。半个世纪以来,航空发动机涡轮前温度从40年代的730℃提高到90年代的1677℃,推重比从大约3提高到10,这一巨大进展固然离不开先进的设计思想、精湛的制造工艺以及有效的防护涂层,但是,高性能的铸造高压涡轮叶片合金的应用更是功不可没。40年代以来,标志着铸造高温合金性能水平的在140MPa/100h条件下的承温能力从750℃左右提高到当前的1200℃左右,是十分令人鼓舞的巨大成就。在这世纪之初回顾铸造高温合金发展的历程,不能不提到如下几件使人难忘的重大事件。
叶片以铸代锻：1943年,美国GE公司为其J233航空发动机选用了钴基合金HS221制作涡轮工作叶片,代替原先用的锻造高温合金Hastelloy2B。当时为了考核铸造高温合金作为转动件的可靠性,宇航局(NASA)有关部门曾对两种合金叶片同时进行台架试车鉴定。结果表明,HS221完全可以代替Hastelloy2B制作涡轮转子叶片,从此开创了使用铸造高温合金工作叶片的历史。之后,又谨慎地对X240,GMR2235等铸造合金进行类似的考核研究,使铸造叶片的应用有所扩大。随着发动机推力的增大,叶片尺寸增大,当时发现叶片的主要失效模式从蠕变断裂转变为疲劳断裂,而铸造叶片由于晶粒粗大且不均匀,疲劳性能远低于锻造合金,加之当时出现了性能较高的沉淀硬化型镍基锻造高温合金,例如Nimonic 80A,Udimet500,Waspaloy,ЭИ437Б,ЭИ617等,而且锻造技术有所进步,这就使设计师又把叶片选材的重点放在锻造合金上。到60年代初,由于发动机工作温度提高,要求叶片合金的热强性能进一步提高,使高温合金合金化程度不断提高,于是出现了复杂合金化与压力加工困难的矛盾,并且越来越尖锐,加之这一时期铸造技术进步(多层壳型、真空浇注、晶粒控制等),使合金性能和叶片质量提高,出现了大批复杂合金化的高性能合金如:In100,B1900,ЖС6К,MAR2M 200,In 713、G64,MAR2M002,Rene125等,使铸造高温合金叶片的应用越来越广泛,而且都是用在燃气涡轮中温度最高的高压涡轮部位。原先比较谨慎的英国、前苏联的发动机也相继大量应用铸造叶片。我国第一个铸造高温合金是北京航空材料研究院于1958年研制的K401合金,用作WP6发动机的导向叶片。我国第一个铸造涡轮工作叶片是60年代初在黎明发动机厂研制的WP26S发动机一级涡轮叶片(K406合金),通过了台架试车。70年代中期,由中科院金属研究所研制成功的K417镍基铸造高温合金制作涡轮叶片用于WP-7型发动机,投入生产,成为我国最先服役于航线的铸造涡轮叶片合金。70年代之后,由于定向凝固和单晶合金的出现,使得所有国家的先进新型发动机几乎无一例外地选用铸造高温合金制作最高温区工作的叶片,从此确立了铸造高温合金叶片的稳固地位。
真空熔炼技术：50年代初,由F.D.Daramava发明的真空熔炼技术堪称高温合金发展史上最重大的事件之一。无论对铸造合金还是锻造合金,真空熔炼可以大大减少有害于合金性能的杂质含量,有效地控制活性元素,从而精确控制合金的总体成分,还可以直接浇注成复杂形状的铸件。当时发明的真空炉,虽然容量只有几公斤,但是人们将永远铭记它,它是当今容量达60t的真空感应炉的先驱,也是当今遍布大小冶金企业的种类繁多的真空炉(如:真空感应炉、真空电弧炉、真空自耗炉、定向凝固炉)的先驱。从那时起,铸造高温合金的发展又跨入一个新时期,陆续出现一大批真空熔炼的复杂合金化高性能合金,如:IN100,B1900,MM002,Rene 125,MM246,ЖС6у,K419等等。
定向凝固及单晶合金：60年代初期,美国PW公司在研究MAR2M 200合金过程中发现该合金虽然高温强度很高,但中温性能尤其是中温塑性很低,其蠕变过程不出现第三阶段,涡轮叶片在工作中发生无预兆的断裂。另外在其他合金中也发现类似的中温“塑性低谷”问题。为解决此问题,人们从成分和工艺方面采取多种措施。其中,F.L.Varsnyder发明的高温合金定向凝固技术是一个成功的范例,并由此导致铸造高温合金进入一个崭新的发展阶段。定向凝固使合金的结晶方向平行于零件的主应力轴,基本消除了垂直于应力轴的横向晶界。在MAR2M 200合金基础上研制成功的定向凝固高温合金PWA 1422不仅具有良好的中、高温蠕变断裂强度和塑性,而且具有比原合金约高5倍的热疲劳性能,在先进航空发动机上获得广泛应用。其后,包括我国在内的各国冶金工作者都相继发展了这一技术,涌现出一大批高性能的定向合金,如:Rene 150(美),CM247L C(美),MAR2M 002(英),ЖС6КНК(俄),DZ22(中),DZ4(中)等,不仅广泛用于航空发动机,而且用于地面燃气轮机。在定向凝固合金基础上发展出的完全消除晶界的单晶高温合金,使合金热强性能有进一步提高(约30℃)。70年代末,由于合金化理论和热处理工艺的突破,单晶合金进入一个蓬勃发展的时期,相继出现承温能力分别提高约30℃的第一代、第二代、第三代单晶合金。英国RR公司近年研制的第四代单晶合金RR3010的承温能力比定向柱晶合金约高100℃。目前几乎所有先进航空发动机都以采用单晶叶片为特色,正在研制中的推重比为10的发动机F119(美),F120(美),GE90(美),EJ 2000(英、德、意、西),M8822(法),P2000(俄)以及其他新型发动机都采用单晶高温合金制作涡轮叶片。美国的Howmet公司、GE公司、PCC公司、Allison公司以及英国RR公司,法国的CNECMA公司, 俄罗斯的SALUT发动机制造厂等厂商均大量生产单晶零件,品种包括涡轮叶片、导向叶片、叶片内外环、喷嘴扇形段、封严块、燃油喷嘴等,用于军用和商用飞机、坦克、舰船、工业燃气轮机、导弹、火箭、航天飞机等。美国Howmet公司及其在英、法、日等国的分公司都拥有大批生产单晶零件的能力,已为各国40多种发动机生产了120多种单晶零件,仅在1988～1991年期间,就售出160万件。目前的年产量已超过30万件。
可以看出,大半个世纪以来,铸造高温合金的发展已取得长足的进步,为航空发动机的发展做出了巨大贡献。然而,飞跃发展的高科技时代将继续对冶金工作者提出新的更高要求。航空和地面燃气涡轮要求提高工作温度(～2100K),增大推力(～40000kgf),提高推重比(>10),延长寿命(>10000h),这就使高温合金的先进性、可靠性、耐久性、工艺性以及经济性继续面临巨大的挑战。
看到这里想必读者也会向笔者一样，为航空发动机基础科研工作的复杂性所感叹。航空发动机托举起了世界各国的领空，并且可靠地支持了一个国家战略利益的实现。而托举其航空发动机先进性能的就是千千万万充满激情和创新精神的科研工作者所进行的基础科学研究工作。
强悍的心---第四代大推力军用涡轮风扇发动机具体设计[8]
上面笔者先后介绍了第四代军用大推力涡扇发动机性能要求与各国发展情况和各国在航空发动机发展战略上都殊途同归的采取了“核心机预研系列化发展”思路，现在结合目前世界上已经研制成功的几款第四代大推力涡轮风扇发动机具体设计来继续探讨大推力军用涡轮风扇发动机的发展方向。第四代大推力涡轮风扇发动机，即推重比10一级大推力军用涡轮风扇发动机，国外正处在预研、样机研制和装备阶段。为了提高发动机的推重比,国外采用两种途径：一是采用现役的推重8比一级的发动机,在此基础上不断改进,达到推重比10一级的水平,如法国的M88发动机；二是采用新的设计概念和先进的设计方法,研制出新一代推重比一级发动机,如美国的F119,欧洲四国共同研制的发动机EJ200。
目前世界上正在研制或者已经研制成功的四代大推涡扇机有一下几个型号：
F119：它是美国普惠公司80年代开始研制的先进战斗机发动机，并在投标中战胜通用电气公司的F120发动机，其涡轮前温度为2050K 。据报道，F119发动机第一级钛合金风扇叶片是宽弦无凸肩、空心的，采用了超塑成形/扩散连接工艺，从而增大了叶片的强度和损伤容限。压气机采用先进的纤维增强钛合金及新法铸造的叶片，外涵机匣采用金属间化合物材料。涡轮采用单晶工作叶片，涡轮盘采用新型镍钛金属间化合物、快速凝固等离子沉积零件。燃烧室采用浮壁加层板的冷却结构，加力燃烧室和尾喷管采用石墨聚合物或碳/碳复合材料。它吸取了F100发动机的经验，采用一体化产品研制方法研制，达到了性能、可靠性、耐久性、可维护性和保障性的综合平衡。作为世界上首型第四代大推力涡轮风扇发动机，其设计结构和性能特点非常具有代表性，下文笔者将会详细介绍，在此就简单略过。
F135：F135推进系统是PW公司领导的研制小组为F-35战斗机而研制的。F-35战斗机是洛克希德•马丁公司研制的低成本的新一代多用途战术攻击战斗机，用以取代美国和英国空军、海军以及海军陆战队的现役战斗/攻击机。其中F-35常规起落（CTOL）型飞机命名为F-35A，F-35短距起飞垂直着陆（STOVL）型飞机命名为F-35B，F-35舰载（CV）型飞机命名为F-35C。F135推进系统包括主推进系统和通用推进系统部件，前者由PW公司研制，后者由RR公司研制，目前正在进行系统研制与验证（SDD）。预计F135推进系统2008年投入生产，2012年投入使用。F135主推进系统是PW公司以F119发动机为基础研制的先进涡扇发动机，具有推重比高、涵道比小、增压比高、涡轮进口温度高、耐久性高、可维护性和保障性好等特点。F135通用推进系统部件包括轴驱动的升力风扇、3轴承偏转喷管和滚转控制喷管等。升力风扇直径为1.27m，可以向前偏转13o，向后偏转30o，在STOVL工作状态下使战斗机上方的冷气流以230kg/s的流量垂直向下喷出，产生90kN的升力；3轴承偏转喷管垂直向下偏转（最多可偏转95度，可左右各偏转10度），产生71.1kN的升力；此外，每侧翼根处的滚转控制喷管利用推进系统的引气，也可提供16.7kN的推力。整个推进系统的长度为9.37m，悬停总推力为175.3kN，短距起飞推力为169.5kN。
F135的主推进系统：以F119发动机核心机为基础，重新设计了风扇和低压涡轮，改进了加力燃烧室和喷管。
（1）3级风扇以F119发动机的为基础，风扇转子采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和振动失谐技术；风扇截面面积增加了10%～20%，以驱动轴驱动升力风扇系统。
（2）6级压气机与F119发动机的基本相同。
（3）燃烧室在F119发动机的基础上，采用了高燃油空气比燃烧技术，在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时，达到了设计目标。
（4）高、低压涡轮与F119发动机的一样采用对转结构；叶片采用CFD设计，“超冷”结构；低压涡轮增加到2级，以适应增大的风扇。
（5）加力燃烧室在F119发动机的基础上，采用先进的建模和加工技术平衡了推力性能和隐身性。
（6）喷管由二元俯仰矢量喷管改为轴对称喷管。
（7）控制系统采用更先进的双余度全功能数字式发动机控制系统（FADEC）。
3.2.2.2通用推进系统部件
（1）升力风扇由集成在一个装置上的风扇、D形喷管、联轴器、所有作动装置和服务系统组成，由PW公司的JSF119-SE611发动机的2级低压涡轮驱动。
（2）3轴承偏转喷管由RR公司模仿Yak-141 STOVL型发动机研制。该喷管可使发动机的排气从水平偏转到垂直甚至向前，可以使推力从水平方向偏转到垂直向后。
（3）滚转控制喷管位于JSF119-611/F135发动机的两边，利用来自发动机风扇的空气提供推力。在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制；通过偏转喷管偏航实现偏航控制；通过升力风扇和发动机推力分离器实现俯仰控制。
F120：它是美国80年代研制的先进战术战斗机(ATF)的候选发动机。F120发动机外涵机匣采用复合材料制造，代替F101发动机的化学铣钛涵道机匣，压气机叶片和盘均采用新的铁铝金属间化合物。在验证机燃烧室零件中有陶瓷件或碳/碳复合材料，高压涡轮密封装置亦采用陶瓷材料。涡轮单晶叶片，热等静压粉末冶金材料。
F136：F136发动机由YF120-100变循环发动机改进发展，是联合攻击战斗机F-35的备用发动机。美国GEAE公司作为主承包商，占有F136发动机研制60%的股份，负责总体设计，以及高压压气机、径向稳定燃烧的加力燃烧室、控制系统和先进排气系统的研制；英国RR公司占有20%的股份，负责整体叶盘风扇组件的研制；艾利逊先进开发公司占有20%的股份，负责燃烧室、高压涡轮进口导流叶片、低压涡轮和齿轮箱的研制。F136发动机从1996年开始研制，预计2008年投入生产，2012年投入使用。F136发动机采用了很多先进技术。风扇机匣采用有机物基复合材料，使发动机质量减轻9.07kg3级风扇叶片采用三维气动设计，转子采用线性摩擦焊整体叶盘：第1级转子采用钛合金宽弦空心叶片，第2～3级转子采用钛合金宽弦实心叶片；5级高压压气机转子采用整体叶盘结构，转叶叶尖前掠静叶弓形后掠，第1～2级由钛合金制成，第3～5级采用惯性焊连接；单头环形燃烧室采用Lamilioy结构；1级高压涡轮和3级低压涡轮对转且无导向器高压涡轮导向叶片采也用Lamilioy结构，转子叶片采用单晶材料和“ICE”冷却；径向加力燃烧室在F110-132发动机的基础上改进；轴对称喷管采用隐身设计。
M88-2：M88-2是法国SNECMA公司目行研制的先进战斗机发动机。其涡轮前温为1850K。M88-2型发动机采用了许多高新材料。该发动机风扇采用了超塑成形/扩散连接制成的宽弦空心叶片;高压涡轮导向器叶片、高压涡轮叶片、低压涡轮叶片、低压涡轮导向器叶片，全部由精密铸造的单晶AN1合金加工而成;燃烧室为浮壁式结构，且选用了陶瓷基复合材料。M88首批机高温盘用Astrolly合金，生产型发动机高温盘将用法国制造的N-18粉末冶金合金;发动机的中央外壳采用复合材料;碳/碳复合材料和陶瓷材料将应用在发动机加力燃烧室和喷管的构件上。
EJ200：它是由英国、德国、意大利和西班牙四国合作设计研制的新的战斗机发动机，并将在90年代后半期服役。其涡轮前温度为1750K。EJ200发动机不仅采用了空气动力方面的先进技术，而且发动机许多部件使用了先进材料。风扇叶片采用了宽弦空心的钛合金叶片，无需可变弯度进口导流叶片，简化了发动机结构。低压压气机第二、三级和高压压气机均使用了整体式叶片和盘的结构，高压压气机转子采用了IMI834高温钛合金。发动机从前至后都用了重量轻、漏气少、维护简便的刷环式密封代替蓖齿式密封，发动机实际运转表明这些密封装置是极为成功的。燃烧室的冷却结构采用气膜加高温涂层。高压涡轮采用了先进的、重量轻的单晶工作叶片，而且两个涡轮盘都是用程控粉末冶金制造的;低压涡轮亦选用了单晶叶片和粉末冶金盘。喷管调节片准备用陶瓷复合材料取代金属。
与第三代战斗机发动机相比，第四代战斗机发动机的涵道比较小，为0.2～0.4；总增压比稍有提高，为26～35；涡轮进口温度为1850～2000K；3级风扇的增压比也有所增加，达到4.0左右；推重比明显增大，达到9.0～12.0；耗油率降低了8%～10%；可靠性提高了1倍；耐久性提高了2倍。第四代战斗机发动机的风扇为2～3级；高压压气机为5～6级；燃烧室多为短环形燃烧室；高压涡轮均为单级；低压涡轮为1～2级；加力燃烧室多为内外涵燃烧、结构一体化的短加力燃烧室；喷管采用多种形式，如采用二元推力矢量喷管、轴对称收敛扩散喷管、二元收敛扩散喷管等。
目前，第四代大推力军用涡轮风扇发动机只有一个型号实际装备部队，并且开始实现战斗力，它就是美国普惠公司80年代开始研制的先进战斗机发动机---        F119。下面笔者就对其具体设计进行分析。
1982年，美国空军提出拟用于90年代中后期的下一代“先进战术战斗机(ATF)”计划，与当时的F一15等第三代战斗机相比，ATF除要求有好的机动性外，还要突出有良好的敏捷性，高的隐身性，超声速巡航与短距起降能力等。相应地对用于ATF的发动机则要求推重比达到10. 0一级，中间推力要高，要采用矢量喷管等。当时有由洛克希德、波音和通用动力三公司联合提出的YF - 22方案与由诺斯罗普、麦道两公司联合提出的YF一23方案参与投标竟争。发动机方面则有美国普惠公司与GE公司为主，分别提出推重比为10. 0一级、推力为133.6kN的PW5000(XFI19) ,GE37(XF120)发动机参与竞争。       
XF119发动机零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车（作为对比，俄罗斯的首台具备四代大推力涡扇发动机性能的发动机117S预计今年5月才能出厂开始试车。俄罗斯比美国在四代航空动力研制上落后了20年！而我国四代大推力涡扇发动机则刚刚于2007年立项，预计2009年底或者2010年才能出厂第一台原型机开始地面试验）。为了飞机进行飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119,YF120.经过几年的开发研制，1990年6月、9月YF一23(装YF119,YF120),YF一22〔装YF119 , YF120 )相继首飞进行对比飞行验证评估。1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF一22作为 ATF的机型。1991年8月YF一22进入“工程制造和发展”阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF飞机研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近17% ,即最大推力(加力推力)要求为156kN。中间推力(不开加力时最大状态下的推力)为105 kN.  F119发动机采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求.为此发动机的涵道比由0. 25增至0. 30。按美国军用标准MIL一SID一879,F119的第1种生产型发动机被命名为F119 - PW - 100。
在F119研制过程中，工业基础和预研工程再一次显示出强大的威力。在接到发动机推力需要增加15%这一要求后，F119的项目进展并没有大幅度受挫。普惠公司直接从以往的预研计划中拿出若干成果直接采用到F119上，在没有重新科研设计评估的情况下很快的满足了新的推力要求。而这样的事情如果发生在预研工作开展并不受重视的国家，这样的变故足以让发动机研制周期在增加5年以上。
XF119, YF119在进人EMD阶段前总共完成了3 000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了8000余小时整机试车.当转入emd阶段时(1991年8月3日)，普惠公司获得研制9台F119试验发动机与33台飞行试验发动机的13. 75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置(包括备件)来计算，普惠公司将获得120亿美元的收人。1992年12月17日首台EMD阶段的F119发动机进行首次试车，1997年9月7日装F119一PW一l00的F-22战斗机进行了首飞，开始了长达数年的飞行试验计划。
F119发动机由3级风扇,6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。其加力推力155.7千牛，中间推力105.0千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温1850~1950K，最大直径1.13米，长度4.826米重量1360千克，推重比大于10.0（实际上，根据重量和加力推力指标计算，F119的推重比高达11.7左右，已经远远不是一台推比达到10一级的发动机了）。
与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机.在2级风扇后有一可调节的外涵出气环，在高压压气机中，第一级工作叶片做得较长成为风扇，称之为核心机传动的风扇.其后有流向外涵的出气环，在工作中始终是打开的，因此称主外涵出气环。在低工况时，两个外涵道均打开，使涵道比加大以获得低的耗油率;在大工况时，2级风扇后的可调节放气环关闭，发动机成为小涵道比涡轮风扇发动机，以增加单位推力。风扇到核心机间的压力匹配是通过装在加力嫩烧室前的可变面积涵道引射器( VABI)将外涵气流引向加力燃烧室来达到。VABI除对加力燃烧室隔热屏进行冷却外，还将外涵多余的气流引射到尾喷管喉道前的排气气流中，以加大推力。可以看出，YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高低压涡轮间无导向叶片，因此YF120比F119少5排叶片。
总体结构设计:F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有两个突出的变化，其一是高压转子支承方式改用了GE公司惯用的形式，其二是高压涡轮采用了单级。普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的民用发动机(JT9D, PW2037和PW 4000)及军用发动机(F100)中，高压转子均采用1一1一0支承方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，即高压涡轮是悬臂支承的.该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的。给转子动力学设计带来困难，GE公司的发动机(军用的有F101,F110,F404},民用的有CFM56)中，高压转子则采用了1一0一1支承方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上。这种布局不仅可减少一个承力框架，而且高压涡轮轴轴径可做得很大，增加了转子刚性。它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。普惠在研制F119时，对高压转子的支承方案一改以往的做法，采用了GE公司在F110,F404中采用1-0-1且后支点用中介轴承的设计。
普惠公司在该公司最新的民用发动机PW8000。中也采用了1一0一1高压转子支承方式，这一设计变化，值得注意。高压涡轮的设计中，普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型、民用发动机(JT9D, PW2037和PW 4000)以及军用发动机F100均采用了双级设计。这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机(军用(F101,F110,F404)，民用(CFM56)中，均采用了单级高压涡轮（我国的三代航空发动机“太行”也 师承F110采取了类似设计）。虽然涡轮效率稍低，但收到了使发动机的结构简单，零件数少，重量轻等好处口在F119设计中，普惠公司也一改以往的做法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比所必须采用的。
风扇（3级）：第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计，与用于波音777的PW4084发动机采用的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成一整叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条梢道形成空腔，参见图7。这种空心叶片的空心度较罗•罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构(在YF一22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2,3级风扇采用了整体叶盘)。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗罗公司近期也采用这种加工方法。
线性摩擦焊(Linear Friction Welding，IF W )是一种固态连接技术，类似于扩散连接。扩散连接是将两个需连接的零件的连接面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件配合表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接成一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未熔化。因而不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象。从结构上讲，连接处看不出“焊缝”来，且其强度与弹性均优于本体材料。线性摩擦焊与扩散连接不同处在于:在扩散连接中，连接的工件是在炉中加温使其达到高温的;而在线性摩擦焊中，工件的高温是通过两配合面间的相互高频振荡产生的。
在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此风扇转子做成可拆卸的，即2级盘前后均带鼓环，分别与1,3级盘连接。风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构类似于F100。三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NASTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。弯曲静子叶片也用于F119的高压压气机及民用的PW4084发动机中。
离压压气机（6级）：采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1,2级导叶是可调节的。前机匣采用了“Alloy C”阻燃钛合金以降低重量口静叶也采用了弯曲的静叶。为增加高压压气机出口处机(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。
燃烧室(短环形)：火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圈周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦块式火焰筒。采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命.与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少口这种结构已在V2500.PW4084等民用发动机上采用。喷嘴采用了气动式喷嘴，它能改善燃油雾化质量提高燃烧完全度，减少排污，同时还能消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题。
高低压涡轮(单级)：高压涡轮的工作叶片用普惠公司的第三代单晶材料制成，采用了先进的气膜冷却技术。涡轮盘采用了双重的热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹;轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在F119上役有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在民用大型涡轮风扇发动机中应用较多。低压涡轮与高压涡轮转向相反。这种将高低压转子做成转向相反的设计，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩，可提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战斗机特别重要;另外对装于两转子间的中介轴承，轴承内外环转向相反时，会大大降低保持架与滚子组合体相对内外环的转速，对轴承的工作有利。但增加了封严的难度。理论上，高低压涡轮反向转动时，可以不要低压涡轮导向器( YF120上即无〕.但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承)，这与F404 , M88发动机的结构类似。
加力燃烧室(分三区)：加力燃烧室筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量.筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。
尾喷管(二元收效一扩张矢量喷管)：喷管上下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上下调节片同时向上或向下摆动时，改变了排气流的方向，即改变推力的方向口发动机的推力能在飞机的俯仰方面士20°’内偏转，从+20°到一20°的行程中只需1s。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵口调节片设计成可减小雷达散射截面积。为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Allay C阻燃钦合金以减少重量。
燃油控制系统：燃油控制系统为第四代双余度全权限数字电子控制系统。每台发动机有两套调节器，每套调节器有二台计算机，以确保调节系统高的可靠性。
维修性：发动机在设计中特别加强了发动机的维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件(LRU)，而所有的每个LRU拆换时间不超过20 min,所用的工具仅是11种标准手动工具，在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销，由于采用“B”型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手。孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的，所有导管、导线均用不同的颜色予以区分，滑油箱装有目视的油位指示器.连接件做成能快卸快装的设计。所有的附件、导线和管路均在发动机下部，每个外场可换组件均能直接达到。发动机设计成由第5百分位女姓(身高157 cm、体重45 kg)到第95百分位男性(身高188 crn、体重91 Kg}间的维修人员穿着防护服。手戴防护手套均能对装在飞机上的发动机进行日常的维护工作。
可靠性：F119在设计中遵循“采用经过验证的技术”的做法，以及整台发动机结构简单，零部件数目少。因此虽然它在性能方面较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的设计，但它的可靠性却比F100的要高。
F119的推力为159kN，是普惠公司第一种从设计开始就采用IPD的发动机，也是一种在性能、可靠性、维修性、成本和可生产性等多方面进行平衡后的设计。当然这也是通过采用高、新技术来达到的。为此共有100多个多功能小组参与工作，他们的工作内容包括了发动机所有的零件、部件及单元体。
普惠公司在发展F119的第2个战略措施就是’‘想用户之想”。即多方考虑使用方便的问题。美国空军有一项“兰2走访"(Blue TwoVisit,简称BTV)计划，就是派出由空军人员与供应商组成的许多小组到世界各处的美国空军基地进行面对面地调查了解，掌握发动机、飞机在使用中的第一手材料。FI19的工程负责人员、项目管理人员及主要设计工程师参与了“兰2走访”计划的外调小组，经过几年的奔波，获得了大量宝贵的实际使用中的素材，即现用的飞机系统中有哪些不好之处与哪些好的地方，从而在设计中予以考虑。例如，设计人员考虑了外场机务人员在穿戴防化服后对发动机(装在飞机上的)进行维护工作时的困难之处，从而设计了简单的外部管路布局的总体方案，并在全尺寸模型上通过了考验。
F119大量采用已被验证的先进技术，并作到成为一种多因素取得平衡的产品，通过在ATF原型机YF - 22 , YF一23上的飞行试验，证实了发动机的设计基本达到预期目的，在飞行中表明:F119具有使飞机超声速(M=1.45)巡航的能力;工作中油门移动速度不受限制且未出现过喘振;无空中停车事件;发射导弹时对发动机工作无影响;飞行中重新启动成功率为100%，证实了所有的培训、维修与支持系统均正常;能满足全部维修性的要求。
从F100到F119发动机的发展过程，可以归纳出下述结论:
①        广泛采取经过验证的高、新技术并考虑各方面因素而达到的一种平衡设计，是发动机发展的趋势。
②        重视以往设计、使用和维修等方面的经验，不断总结、归纳并运用到新研制的发动机中以及对现有发动机进行改进，也是提高发动机性能与可靠性的重要措施。
③        航空发动机研制观点(即指导思想)在四分之一世纪多的时间中经历了三种观点、两大转变的过程、即由单纯追求性能转变为可靠性、维修性与性能并重，继而转变为推行一体化制造与发展工程(或并行、同期工程)。同时，还特别重视外场使用、维护的经验.并在设计中予以考虑。
阳光总在风雨后
在总结经验和正视差距的基础上，我国开始了APTD航空推进技术验证计划。APTD计划是航空推进技术验证计划的简称，该计划是以提升航空发动机设计能力为宗旨，以技术验证为核心，以打基础、建体系为主线的一个航空发动机验证计划。
50多年来。我国航空发动机技术取得长足进步，但与国际先进水平相比仍有很大差距。表现在技术基础薄弱，自主创新能力不足，生产工艺水平落后，产品技术性能较低，可靠性问题十分突出。航空发动机落后，严重制约着航空装备和航空工业的发展。究其原因，技术基础薄弱、没有自己的发动机设计体系是关键原因之一。先进的设计体系是独立自主进行航空发动机研制必不可少的设计手段和工具，是无价之宝。是花大钱都买不来的。
国内外的实践证明．航空动力的发展离不开强大的工业基础和技术能力。为了保持在该领域的领先地位，美国从20世纪60年代开始．由军方和政府相继实施了十几个航空动力研究计划，促进了推重比为l0一级发动机和先进民用动力的研制和发展从1988年开始，由美国军方、政府和工业界联合组织实施了“高性能涡轮发动机综合技术”(IHPTET)计划。在该计划取得巨大成功的基础上。美国又从2006年开始实施IHPTET计划的后续计划“经济可承受的通用先进涡轮发动机”(VAATE)计划。这两个计划的共同特点是不针对具体发动机型号．而是注重于关键技术的研究和试验验证．为型号发展提供技术基础和直接的技术支持。相比之下．我国航空动力的基础研究工作经费投入太少．尤其缺少技术验证阶段。先期技术开发主要针对部件。没有核心机和验证机的内容。许多单项成果缺乏综合集成验证。难以向型号转移。APTD计划就是属于不针对特定型号的军民结合的航空推进技术验证项目。正好弥补了这些不足。该计划充分利用我国在预先研究和型号研制中所形成的软、硬件存量资源．对发动机总体、主要部件和各个系统的关键设计技术进行多轮的综合集成。并在部件和整机的真实环境条件下进行试验验证。这样不但可以基本建成拥有自主知识产权的先进航空发动机设计体系．为我国航空发动机技术和知识管理提供技术支持．逐步实现技术、知识和经验等信息的有效继承、积累和管理．避免不必要的低水平重复，也避免一代又一代新人都是从头开始。同时还可以建立我国的航空发动机数值仿真系统。推进航空发动机研制从“传统设计”向“预测设计”的转变。从而减少不必要的、不成熟的物理试验件的重复加工和试验。大幅度缩短产品研制周期。提高设计水平和质量，降低研制成本，完善技术服务。此外，通过APTD计划的实施可以形成几个具有重要应用前景的验证平台．这样既可直接为未来的型号研制提供技术支持，也为航空发动机长远可持续发展奠定坚实的技术基础．对提高发动机自主研发能力和科技创新能力，培养高科技创新人才都将发挥十分重要的作用。
“十五”期间APTD取得的成果有目共睹。不但已初步集成和建立了拥有自主知识产权、工程实用的先进航空发动机设计体系和数值仿真系统，为提高自主创新能力和航空动力的可持续发展发挥了重要作用．而且构建了几个整机和数控系统及大量关键部件的试验验证平台，为新技术在型号上的应用提供了试验验证的载体，为型号研制提供了有力的技术支持APTD计划还充分利用存量资源．进行了大量的整机和零部件试验，验证了各类关键设计技术几十项，填补多项国内技术空白。通过APTD计划的实施，集中了全行业的优势，发挥了行业内外的作用，促进了资源的优化配置和研究成果的共享，提升了航空动力行业的整体水平和竞争力。同时一批年轻、具有一定工程实践经验、高层次的航空发动机技术和管理人才迅速成长起来。
在“十一五”期间，通过APTD计划将基本形成我国自己的先进的航空发动机设计体系．形成几个有较高技术水平和重要工程应用前景的部件：提高整机验证平台水平；基本建立航空发动机整机和部件的数值仿真系统：进一步强化技术基础，提升研制能力，为航空发动机长远可持续发展提供技术支持。
参考文献：
[1][2]航空发动机核心机技术及发动机发展型谱研究（作者：周人治 ）
[3]第四代战斗机的动力装置 作者：郭琦 李兆庆 卢传义 中国燃气涡轮研究院
   未来战斗机发动机的发展 作者：陈金国
   战斗机发动机的研制现状和发展趋势（作者：林左鸣 中国航空工业第一集团公司）
[4]推重比10一级发动机的材料和工艺分析（作者：王文新 沈阳航空发动机研究所）
[5]国外发展风扇/压气机设计体系的一些经验和启示（作者：蒋浩兴 中国航空工业沈阳发动机设计研究所）
   国外风扇/压气机掠形叶片技术的发展（作者：梁春华 中国航空工业沈阳发动机设计研究所）
[6]高温升高热容燃烧室设计技术分析（作者：李继保　胡正义 中国燃气涡轮研究院）
[7]航空发动机涡轮用高温合金材料和加工工艺的发展史和现状
   铸造高温合金发展的回顾与展望（作者：陈荣章　王罗宝　李建华 北京航空材料研究院 中国人民大学）
[8]战斗机发动机的研制现状和发展趋势（作者：林左鸣 中国航空工业第一集团公司）
   《航空发动机结构设计分析》（作者：陈光 北京航空航天大学出版社）
   第四代战斗机的动力装置（作者：郭琦 李兆庆 卢传义 中国燃气涡轮研究院）
[9]中国航空发动机的研制（作者：天一）
[10]关于先进核心机研制的几点意见（作者：吴大观中国航空工业第一集团公司科技委）
[11]会议资料“APTD计划取得阶段性成果”警告：此文甚为枯燥冗长……
    自上世纪40年代涡轮喷气发动机诞生以来，大大促进了飞机飞行速度、高度航程的增加，获得了巨大的军事和经济效益。世界上的航空发达国家执行了一系列航空发动机技术基础研究计划，推出一代又一代先进军民用发动机，跨上了一个又一个技术新台阶。在短短不到60年的时间内，表征涡轮发动机综合性能水平指标的推重比已由当初的2提高到10一级，军、民用航空发动机性能水平得到了持续不断的提高。航空发动机行业已成为世界航空强国的军事工业和国民经济的支柱产业。
航空发动机不仅仅是性能与结构的堆砌，更反应出一个国家航空动力产业的科研基础和工业实力，期中涉及到研制思想的转变，工艺材料的进步，设计方法和设计平台的改进以及航空发动机型谱体系构建方法等等并没有在航空发动机单个型号上直接体现出来的潜在因素才是决定一个国家航空发动机产业扬帆驶向何方的灯塔。笔者在业余关注航空发动机，尤其是大推力军用涡轮风扇发动机的过程中，收集到了大量的专业书籍和科研论文，慢慢了解到了航空发动机研制背后的故事。本文就是对大量涉及到第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展专业资料的重新整理，归纳和总结，并加入了笔者一点点浅薄的观点，为了不使个人的观点影响到论述大推力军用涡轮风扇发动机发展的客观性，笔者尽量只是对科研资料进行重新归纳和整理，保持了科研资料在客观事实和观点上的完整性。特此代表业余关注，热爱祖国航空动力事业的朋友们，向这些科研资料的作者，整理者，收集者表示衷心的敬意和感谢。
在现代战斗机设计中，首先要确定的就是发动机的推力级别、推力曲线特性和推重比，因为发动机的性能决定了战斗机的设计概念和性能用途。航空发动机的研制装备和性能指标关系到国家安全和领土完整。没有合适的发动机型号通常都会对战斗机设计和装备产生致命性的影响，从而导致整个空军的战术体系不完整和效能低下，而一款性能先进可靠性优秀的航空发动机也可以让战斗机性能“化腐朽为神奇”。大推力军用涡轮风扇发动机是所有军用航空发动机中推力级别最高，研制技术难度最大和在型谱发展中最核心的发动机类型。大推力涡轮风扇发动机直接影响到双发重型战斗机，单发中型战斗机的研制、装备和性能，从而关系到航空兵争夺制空权、中距拦截和远程精确打击等等关键战术实力的形成。其改进出的大涵道比涡轮风扇发动机又通常是战略轰炸机、战略运输机和大型客机的首选动力，因此其还对国家战略威慑力、打击力和民用航空发展乃至国民经济产生深远的影响。
大推力涡轮军用风扇发动机通常是轴流式，小涵道比，混合排气，加力推力超过10吨的涡轮风扇发动机。其概念和结构发展经历了较长的历史发展后，已经基本成熟并且日趋完善。第三代涡扇大推和第四代涡扇大推将是未来各国空中力量的主要动力。
群雄并起[1]
    从二战结束到21世纪初的半个多世纪以来，喷气战斗机大致经历了4次更新换代，其中第1代已全部退役；第2代在英、美全部退役，其它国家还在部分使用；第3代为世界各国现役主战机种；第4代战斗机已开始小批量装备部队。与之对应的燃气涡轮发动机也被划分为4代。目前大量服役中的战斗机发动机的推重比已从2提高到7~8，不加力耗油率已从1.0~1.2 kg/（daN•h）下降到0.6~0.7 kg/（daN•h）；推重比达9~10的发动机已小批投入使用。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.1 kg/（daN•h）下降到0.55 kg/（daN•h）；正在研制中的齿轮传动的涡扇发动机涵道比达11，油耗再下降9%。功率为1000kW左右的涡轴发动机的单位功率从150kW/(kg/s)提高到近300 kW/(kg/s)。在性能提高的同时，发动机可靠性和耐久性也有很大改善。军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1000发动机飞行小时。军用发动机热端零件寿命为2000h，民用发动机的热端寿命为20000~30000 h。
    特别在涡轮风扇发动机方面，从20世纪50年代开始各国相继研制了100余种各种类型的航空涡扇发动机，每一种发动机又派生出不同型号的发动机。推力从67daN到56893daN（GE90-115B，127900磅），涵道比从0.2到11，从而满足了各种不同用途飞机的需要。
    当前西方航空发达国家，如美、英、法、俄等特别是美国在航空武器装备和技术水平在世界上处于领先地位，并带领着航空发动机技术发展和新装备（型号）研制的方向。从装备的发展方面，美、英等国现役的主力机种都是第三代军用飞机及其发动机。飞机如F15、F16、F18、幻影2000、MIG－29、SU－27等。发动机如F100、F404、F110、M53、РД33、AL31等，而且这些飞机和发动机都在不断改进改型，以提高其性能水平；俄、法、日、印、韩等国是二、三代并存，以第三代为主。这些国家都正在积极发展和推进全新研制的第四代飞机和发动机。飞机如F/A-22、F-35、“台风”、“阵风”、米格1.44或者是苏-47等；发动机如F119、F135、EJ200、M88-Ⅲ、АЛ-41Ф等。这些飞机和发动机已开始陆续装备部队。
    美国在航空发动机研制方面比英国和德国晚了5～8年，但由于航空技术基础好，国家的技术和经济实力强，而且二次大战后成为两大对抗阵营之一，不惜在军备和航空装备上投入大量人力、物力和资金，在经过引进和仿制过程后，很快转入了自行研制的道路，并在世界航空发动机技术方面处于领先地位。目前，已形成庞大的航空发动机研究、发展和生产体系，能独立研制和生产品种齐全、推力（功率）级配套的军民用发动机。
     英国是世界上最早研制成功航空发动机的国家之一，后来，虽因国力有限，失去了在航空发动机技术领域的全面优势，但在民用涡扇发动机和垂直起落动力装置等技术方面仍处于世界一流地位。经过几次合并，从1966年开始英国的航空发动机工业已经完全集中到罗罗公司。在军用发动机领域，针对欧洲合作研制战斗机的要求，重点发展8000～10000daN推力级的加力涡扇发动机，如RB199和EJ200。这两种发动机分别是西欧三国和四国联合研制和生产的，罗罗公司均作了全面的技术准备。例如，罗罗公司为EJ200发动机研制了XG40技术验证机并在合作中负责高压核心部分。在民机方面，除独立改型研制RB211系列发动机使之能与美国两大公司的大涵道比涡扇发动机抗衡外还参与五国联合研制的V2500工作，负责十分关键的高压压气机部分。在技术途径上，从70年代开始，借鉴美国的核心机技术发展途径，实施了高温涡轮验证装置HTDU（High Temperature Demonstrator Unit）和XG系列验证计划，注意通过早期技术验证减少型号研制风险。因而罗罗公司仍不失为世界三大发动机公司之一。
      法国是早期航空发达国家。由于在二次大战时被占领，战后航空工业瓦解殆尽。其航空发动机工业是从战后从头开始搞起来的，因而大大落后于美、英。经过引进和改进改型，从60年代后期开始，在继承和创新相结合的方针下走上了自行研制涡扇发动机的道路。目前法国航空发动机工业由斯奈克玛、透博梅卡和微型涡轮发动机三家公司构成，另有一个发动机研究与试验中心――萨克累发动机试验中心。1945年法国着手恢复航空工业，为保持独立军事力量和外交政策，把技术力量和财力集中于喷气战斗机发动机，在为飞机选择发动机方面，法国政府坚持“宁愿自己的水平低，也不买外国发动机”的政策，从而促进了法国自身航空发动机技术的发展。在引进德国BMW003的基础上改进研制出“阿塔”系列涡喷发动机，不加力推力从原型的2200daN提高到5000daN，加力推力达到7200daN，成为“幻影”系列飞机的动力装置，除满足本国需要外，还大量出口。在60年代，在引进美国普惠公司JTF10A和TF30加力涡扇发动机的基础上，试制过TF106和TF306涡扇发动机，但均未投入实用。从1967年开始，利用上述技术，结合“阿塔”系列结构特点，研制M53加力式单转子涡扇发动机获得成功，1976年定型，用于新型的“幻影”2000和4000系列飞机。其中M53-P2加力推力达到9600daN。从此，法国实现了战斗机动力向涡扇化过渡。紧接着，又开始了90年代战斗机发动机M88涡扇发动机的方案论证、部件预研、核心机研制和型号研制，经过近20年的发展，具有推重比10一级发动机特征的M88-3已开始装备部队使用。在大型民用发动机方面，法国没有基础。但在60年代末，斯奈克玛预测10000daN推力涡扇发动机是下一代窄体机身上取代JT8D的理想发动机。通过与美国GE公司合作，利用F101军用发动机的核心机，联合研制CFM56民用涡扇发动机，既进入了民用发动机市场，又获得了急需的军用核心技术，给法国带来了巨大的经济利益。
    俄罗斯基本延续了前苏联的航空发动机技术方面的成就。在航空发动机研制方面比英国和德国晚了5～8年，但由于航空技术基础好，国家的技术和经济实力强，不惜在军备和航空装备上投入大量人力、物力和资金，在经过引进和仿制过程后，很快转入了自行研制的道路，并在世界航空发动机技术方面处于世界前列。目前，已形成庞大的航空发动机研究、发展和生产体系，能独立研制和生产品种齐全、推力（功率）级配套的军民用发动机。前苏联解体后，俄罗斯发动机研究经费受到极大影响，发展速度减缓。尽管如此，俄罗斯依靠其强大的科研实力，仍取得了一定的成就。目前正在研制用于俄罗斯第5代（相当于通常的第四代）战斗机的具有矢量推力控制（TVC）的AL-41F发动机。AL-41F虽然在1985年就开始研制，但苏联解体后，经费不能得到保障，而使计划进度受到很大影响。发动机为全单元体设计，充分采用可用的大部分材料和先进的气动技术。特别是它采用尽可能大的转动叶片设计、尽量少的零件数。AL-41F发动机与俄罗斯第4代（相当于第三代）的AL31发动机相比，风扇压比和总压比都高25%，单位重量减轻20%。发动机更加注重气动稳定性，在整个飞行包线内发动机都是无喘振工作。该发动机更加注重工程技术的成本。AL-41F的寿命期成本比AL31低25%。
    日本和德国在二次大战结束前都拥有先进的航空技术，而且德国还是最早研制成涡轮喷气发动机的国家。战后，航空工业停顿了10年左右，以后由翻修从美国和英国买进装备的飞机发动机开始，逐步过渡到专利生产，如J79、F100、T56、T58、T64、奥菲斯和阿杜尔等，同时也开始自行研制一些小型航空发动机。其中日本比较突出，自行研制了J3涡喷发动机、JR100和220升力发动机、FJR710涡扇发动机和F3涡扇发动机，但性能上都不能与美、英、法等国相比。日本自行研制发动机的目的主要在于取得技术，所以除J3生产247台外，其余均没有投入批生产。经过专利生产和自行研制的锻炼，开始在一些重要项目上参与国际合作，如德国参加西欧RB199和EJ200战斗机发动机、MTR390武装直升机发动机和V2500民用涡扇发动机研制；日本则参加了RJ500和V2500民用涡扇发动机的研制。
     乌克兰在前苏联解体后，接手了在乌克兰境内的前苏联伊伏琴柯设计局（现为扎波罗日“进步”机械制造设计局），从而成为具有独立研制航空发动机的国家。而波兰、巴西、印度、加拿大、捷克等国家，其航空工业的发展引人注目，并形成自己的特色。由于受技术、经济力量的限制，他们不搞大而全或小而全，而是瞄准航空大国无暇顾及的空白领域，通过引进仿制、国际合作、自行研制全力发展。一般多选择小型飞机发动机作为突破口，制定了符合国情的有限目标，暂时不把难度大、周期长、耗资多的发动机作为发展的重点，有的甚至干脆购买外国的发动机使用（巴西）。印度是一个大国，奉行多元化引进仿制政策，并抓紧自己的研究和发展工作，避免依赖或受制于某个大国。在军用航空发动机方面有一定基础，自行研制的中等推力双转子加力涡扇发动机，已装备在自行研制的轻型战斗机上。
建国50多年来，我国航空发动机行业以军用发动机为主，在维护修理、测绘仿制、改进改型等方面取得了很大成绩，共生产了几十个型号近6万台各型发动机，对国防建设作出了积极贡献。在预先研究和新机研制方面也取得较好进展：第一个按型号规范自主研制的涡喷发动机已经设计定型，第三代涡扇发动机也已定型，推重比8和推重比10一级涡扇发动机预先研究取得重大突破，航空推进技术验证计划初见成效；在加工制造和试验设备建设方面也都取得了明显进步。通过几十年的科研生产实践，锻炼了队伍，积累了经验，具备了一定的技术基础和研制能力。由于多种原因，我国航空发动机长期在测绘仿制中徘徊，至今还没有一个型号走完一个研究发展的全过程并装备部队。在设计技术方面，我国基本上还处于参照国外机种半仿半研、通过实物试验反复迭代的传统设计阶段。这样，型号研制风险大，周期长，所需投入多。在试验技术方面，我国还不具备国外在20世纪50~60年代就建成的大流量自由射流式发动机模拟高空试验设备，缺少一些关键的部件或系统试验设备，如核心机试验台、双轴双涵风扇/压气机试验设备、加力燃烧室试验设备和X射线间隙测量仪等。在制造技术和设备方面，我国目前已具备了制造推重比8一级发动机的条件。但是，就发动机总体技术指标而言，我国生产中的发动机（含测绘仿制和按许可证生产），相当于国外航空先进国家的20世纪60～70年代的水平；刚定型或在研的发动机，相当于国外70年代水平；预研水平，目前所处的状态相当于国外70年代末、80年代初的水平。而民用航空发动机基本上依靠国外采购。综合评估，我国在航空发动机的总体水平与世界先进水平相比大约落后一代半，即25～30年，研制和生产的型号少，而涡扇发动机更少，目前仅有3个型号。航空发动机的落后，已严重制约了航空工业的发展，成为空军武器装备发展的“瓶颈”。
参照国外发动机成熟的部件而自行研制的涡喷14“昆仑”发动机到2002年设计定型用了18年。昆仑发动机没有跳出仿制测绘的圈子。“昆仑”是我国第一种完全自行设计、研制的国产涡喷发动机，具有完全的“自主知识产权”，其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。但是昆仑发动机其实是选用了WP13发动机的二级低压压气机和缩小的斯贝的前7级高压气机的叶片造型，另外根据涡扇6以及涡喷15发动机的设计经验设计出燃烧室，高低压涡轮和加力燃烧室等部件。从设计角度说，昆仑发动机依然属于继承性大于创新性，通过参照设计和改进手段研制出来的发动机型号。
仿制国外核心机而自行研制的FWS10“太行”发动机到2005年设计定型也用了18年，才使中国在21世纪初拥有了一款属于自己的三代大推力涡轮风扇航空发动机。虽然太行于2005年通过了定型审查，在性能指标上达到设计要求，但是由于各方面原因，太行的可靠性，维护性，升限，推力曲线和启动特性还未达到完全符合军方使用要求的状态，并未通过生产定型大规模装备部队使用。而在国外，与此相当的发动机达到相当的定型状态只用5～6年，而且国外的三代大推力航空发动机在上世纪80年代就已经处于完全成熟并大规模使用的状态。
国外在已有技术储备基础上进行的民用发动机的研制，周期从4～6年缩短到2～3年。即使是跨代的新技术发动机，从工程研制开始到相当于设计定型也只要7～8年。现在我国不仅干线客机的动力市场已全都被国外占领。在国家急需发展多种任务、不同用途的飞机时，出现了无动力可选的局面。即使立即启动配套发动机研制，也因发动机研制周期长而赶不上飞机的要求。在国外航空发动机技术呈现出加速发展的情况下，我国的航空发动机技术差距却有进一步拉大的趋势。目前除了装备太行发动机的少量歼十一B战斗机使用国产动力系统外，所有的新研军机都是买装或仿制国外的发动机。歼十战斗机，我国进口的苏27系列战斗机和我国自主生产的歼十一A战斗机全部使用的是从俄罗斯进口的动力系统，飞豹战斗轰炸机使用的是仿制英国斯贝发动机的涡扇9“秦岭”。可以说，我国航空兵主力作战型号基本都采用的是国外动力系统。
核心机之路[2]
欧美等航空强国极其注重基础研究和预研，笔者将其强大的法宝总结成了三个关键词：预研工程，核心机计划，发动机系列化。事实上，这三个关键的概念和理念是不可分割的一个整体，其构成了发达国家在航空动力发展上的整个思路体系的主干。
    航空发动机的研究和发展分为：基础研究、探索发展（应用研究）、预先发展和工程发展。中国和前苏联往往是，有了具体工程发展型号的时候，才去搞基础研究、探索发展（应用研究）、预先发展，打算通过一个型号带动整个航空动力产业的进步。而大家都知道这条道路是不适合航空动力型号研制的客观规律的。航空发动机尤其是军用大推涡扇机是一个国家工业和科研体系最高的技术成就，事实上，目前能够研制先进军用涡扇机的国家恰恰只有联合国安理会的五个常任理事国，而这五个国家都是世界公认的拥有核武器的大国和强国。发展科学不能有太强的功利色彩，等到需要的时候再去从头研制总是远水解不了近渴。
    核心机从物理概念讲，是在燃气涡轮发动机中由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮组成的核心部分，它不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称为燃气发生器。从技术途径讲，是利用在探索发展（应用研究）得到验证的先进部件组成核心机。其主要特点是叶片比较短小，工作环境温度高、压力高、转速高、承受的应力大，在使用中这部分的故障率多。因而采用的工艺复杂，材料昂贵，其研制成本和研制周期在发动机研制中所占比重大，成为航空发动机研制中主要难点和关键技术最集中的部分，也是航空发动机先进性和复杂性的集中体现。
     发动机系列化的最主要途径是保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下，通过改变风扇或低压压气机直径和级数以及涡轮的冷却技术或材料来改变发动机的主要循环参数，如压比、涵道比、空气流量、涡轮进口温度等，从而获得不同性能和用途的发动机。在同一核心机上配上不同的“风扇、低压涡轮、加力燃烧室等低压部件及相关系统”，就可以以较低的风险研制出覆盖一定推力（功率）范围的一系列发动机。满足不同用途飞机对动力的需要，从而实现核心机的多用途目标。利用多用途核心机发展系列发动机的道路一直受到了航空发达国家的高度重视，并成为发动机系列发展的主要技术途径。
    美国正是把上述三个科研和研发理念贯彻到了发动机发展的始终，才锻造出世界上最顶尖最先进的军用和民用动力型号。五十年代末，美国空军航空推进试验室开始搞核心机计划（即燃气发生器计划），并分别和GE公司和PW公司签订了合同。然后以此核心机为基础，根据需要发展成战斗机、轰炸机、运输机或教练机的动力。PW公司在J57发动机核心机上加上新的低压系统就构成了TF33和JT3D发动机。J57发动机及其派生的发动机已成为十多种不同飞机的动力装置，其中包括B-52和B-66轰炸机、F101、F102和F4D、F8D战斗机、KC-135加油机、U-2高空侦察机和波音－707、DC-8民航机。GE公司1961年根据海军提出的对F-14空战战斗机的要求和对其它9种可能发展军用飞机综合考虑后，确定了GE1核心机的性能和尺寸。GE1的空气流量为35kg/s，压比11，有14级压气机，涡轮前温度1366K，最大直径610mm，推力2225daN，推重比7.14，转速13000r/min，在这个基础上保持外径不变，不断改进。第一个改进方案叫GE1A，1968年又改进了一个方案叫GE1B，1970年设计了第四个方案GE1/10，在同样的压比下，级数减少了一半，燃烧长度缩短了40％，涡轮前燃气温度提高了400K。在这些核心机的基础上发展了J97、YJ101、F404、TF39、F101等36种以上的发动机，推力从2225daN到13333daN，同时在F101核心机上发展了民航机动力CFM-56和战斗机发动机F101DEF。在燃气涡轮发动机领域，美国主要有2个核心机验证计划。一个是先进涡轮发动机燃气发生器（ATEGG）计划，主要针对18kg/s(40 lb/s)一级或更大流量的核心机及相关部件的设计、发展和验证，开发的技术可用于将来的大涡扇和涡喷发动机。另一个是联合涡轮先进燃气发生器JTAGG（Joint Turbine Advanced GasGenerator）计划，主要针对2.27-13.6 kg/s（5～30lb/s）流量的核心机及相关部件的设计、发展和验证，开发的技术可用于将来的涡桨、涡轴、小涡扇和涡喷发动机。JTAGG计划又分小涡轮先进燃气发生器STAGG（Small TurbineAdvanced GasGenerator））计划（针对2.27 kg/s（5lb/s）以下的发动机）、中涡轮先进燃气发生器MTAGG（Middle Turbine Advanced Gas Generator）计划（针对4.53 kg/s（10lb/s）流量范围的涡轴发动机）和大涡轮先进燃气发生器LTAGG（Large TurbineAdvancedGas Generator））计划（针对6.8～13.6kg/s（15～30lb/s）流量范围的轴流和离心叶片机）。ATEGG计划开始于上世纪六十年代初，最初目的是在当时涡轮发动机研究经费不足的情况下，重点开发验证核心机，花最少的钱，取得最大的发动机技术进步。GE和P&W分别研制了一种核心机（含压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，但没有进气道），成功验证了高推重比发动机技术。把这些核心机尺寸放大一倍或缩小一半，再配上相应的低压部件，可形成满足多种飞机要求的系列发动机。ATEGG是一个持续进行的计划，至今美国已形成了第7代验证核心机和验证发动机。目前，ATEGG计划的任务是针对目前和未来的飞机推进系统，开发涡轮发动机燃气发生器技术。目标是把不断发展的技术装在先进燃气发生器中，在真实的发动机环境中评估其性能、成本、耐久性、修理性和维护性。通过这种试验型核心机的试验，可以增强发动机关键技术在早期、以低的风险向工程发展转化，由此应用到派生的或新的发动机上。这些技术可用于广泛的军民用系统，包括飞机、导弹、陆地作战装置、船舶相应的航天发射。部件技术是在核心机（不完整发动机）试验中验证。ATEGG计划的核心机性能则在联合技术验证发动机（JTDE）计划的验证发动机中验证。ATEGG计划具体工作内容有，设计、加工、装配、试验和分析先进部件，以便掌握新部件和改进部件的气动力学、热力学、机械性能、生产成本和维护成本的特性；初始结构评估研究（初始结构评估重点是对结构寿命模型的验证，不包括下一步的耐久性和燃气发生器部件技术的其它结构特征的评估）、寿命评估、保障性、稳态和瞬态性能以及对先进部件是否成熟到可以进行技术转化的检验；最主要的是通过燃气发生器试验，评估涡轮发动机部件技术，验证性能、结构和成本模型和设计系统。ATEGG计划由空军研究实验室推进部管理，年度经费平均为3千万美元。JTAGG是利用核心机来验证能大大降低耗油率、提高推重比和功重比以及改善发动机燃气发生器的可靠性和维护性的技术。计划由陆军航空应用技术部（AATD）管理，年度经费平均为6百多万美元。1971年开始的STAGG计划只包括燃气发生器（压气机、燃烧室、涡轮、轴和轴承），不带动力涡轮和附件。STAGG计划主要针对部件和燃气发生器性能，同时考虑发动机的耐久性或寿命问题，后来计划还包括了可靠性、维护性和生产性（这就包括了燃气发生器的成本）方面的研究工作。需要补充的是联合技术验证发动机（JTDE）计划。JTDE计划是把来自ATEGG计划的核心机与其它先进低压部件组合成技术验证发动机，在真实的发动机环境中评估核心机和低压部件技术，重点评估结构耐久性。
     英国罗罗公司自20世纪70年代以来研制的几种新发动机也都是以一定的核心机为基础发展起来的。英国罗罗公司研制的几种发动机都是以一定的核心机为基础发展起来的，如RB211-524及R211-535发动机都是在-22B的核心机前后匹配不同的中、低压系统以得到推力较-22B大或小的发动机。Tay(泰)发动机也是利用斯贝的核心机匹配经过验证的先进风扇技术发展而成的，因而研制周期短（83～86年），研制经费少。英国航空发动机技术验证计划叫作“Rapide”（在验证耐久性的发动机中验证可靠性和性能）。计划一般由4个阶段组成：部件验证、转子验证、全台发动机验证和耐久性验证。在单个验证计划中有时可以完成1个以上的阶段。高压转子和发动机验证计划可以在真实的发动机环境中评估部件和系统设计。在这一阶段，可以评估部件匹配、热影响和机械影响以及稳态和瞬态状态下振动、温度和应力的测量。与验证核心机有关的验证计划如下：XG40计划是针对上世纪九十年代使用的先进战斗机发动机的技术验证发动机计划。XG40计划分为部件技术验证计划、发动机验证计划和寿命评估验证计划3个分计划。部件技术验证计划主要针对概念研究、气动热力试验器计划、系统和结构试验器计划，其中包括1个高压单转子（核心机）发动机计划。发动机验证计划验证性能、系统性能、结构和发动机控制。寿命评估验证计划以高压转子为基础，主要验证热端部件寿命。先进军用发动机技术(AMET)计划，计划目标是把部件验证计划中验证的部件组合成高压验证核心机进行试验，随后再组合成验证发动机进行试验，目标针对推重比15～18的发动机技术。此外英国还有针对小型发动机技术的先进小型涡轮发动机核心机ASTEC（Advanced Small Turbine Engine Core）计划。
     核心机作为技术途径是在20世纪60年代开始采用的，至20世纪末国外已发展了七代核心机。在这些核心机的基础上已经成功地研制出许多军、民用发动机。核心机计划作为预先发展的重要内容，较好地解决了发动机与飞机机体研制进度协调的问题。因此，这种途径得到愈来愈广泛的采用。
更快，更高，更强---第四代军用大推力涡扇发动机性能要求和各国发展情况[3]
自20世纪40年代初以来，战斗机发动机已研制发展了四代。现役主力发动机F110等推重比8级的第三代发动机，已经趋于完善和成熟；F119等推重比10级的第四代战斗机发动机已经或即将投入使用，具有高性能（高推重比等）、高可靠性、长寿命、低油耗、低信号特征、低全寿命期费用等特点，可满足战斗机的超声速巡航能力、良好生存性/隐身性、高机动性与敏捷性和低全寿命期费用等要求；在美国和欧洲的一些国家实施的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划和先进军用核心机（ACME）计划等开发和验证的技术保障下，已经开始对“第五代”战斗机发动机进行预研。
   自从投入使用以来，第三代战斗机发动机在不断地进行改进和改型。，通过改进和改型，发动机3级风扇的增压比达到4.0左右，总增压比已达到30～40，涡轮进口温度提高到1850K左右，推重比已达到8.7～10.0，有些参数已经接近或达到了第四代战斗机发动机的水平。
   那么既然三代大推涡扇机能够通过改进“芝麻开花节节高”---达到了四代动力的水平，我们自然会去思考一个问题：能否在三代动力上继续改进，从而不用研制新型号机？由于航空发动机的研制和试验是一项极其复杂和高投入的系统工程，而且充满风险，除非必须没有哪个国家愿意上新型号机。很遗憾的是，答案是否定的。这就要从第四代军用涡扇机的研制需求和技术特征谈起了……
   第四代战斗机是90年代中、后期即将投人使用的新一代战斗机。据文献报导，美国90年代典型战斗机的作战飞机任务剖面，各飞行航段的主要性能要求为:起飞降落滑跑距离小于457m;作战时要求高度在9144m,M从0.8到1.6的加速时间小于50s;高度在9144m,M为0.9-1.6时的正常盘旋过载均大于5g;突防和脱离战斗时能在9144m高度以M=1.5作不加力超音速巡航;在高度12190m飞机最大平飞速度达M  = 2.0。这些性能数据说明90年代战斗机比现役战斗机有更优越的性能。如在同样飞行条件下正常盘旋过载从4.1 - 4.3g增加到5g以上;要求不加力状态达到M=1.5超音速巡航等。
   下一代战斗机，具有以下主要特征:
   1.超音速巡航。下一代战斗机的主要作战高度和速度仍以中低空中速为主.从美国先进战术战机(ATT)飞行包线可以看出，该战斗机不追求比现役机种更高的M数(最大M数为2,0左右)，但扩大了低空大速度和高空小表速工作范围，特别是扩大了不加力工作包线范围，并且要求在发动机不加力状态下，能以M 1.4 -1.5作超音速巡航和超音速突防.而现役战斗机中个别的只能在某些条件下以不加力推力作鱿效咯大于1.0的短暂飞行.这个飞行特性是提高飞机生存力的重要条件.它使具有持续的超音速巡航能力的战斗机扩大了防空范围，同时，提高了防御能力。
    可以说，四代战斗机对四代军用涡扇机最大的需求就是超音速巡航，各位朋友对于祖国四代战斗机能否实现超音速巡航也是异常的关注。超音速巡航最简单的理解方式就是在发动机处于非加力状态下，战斗机能够达到或者超过音速，并且可以持续较长的时间以符合一定的作战要求。这就要求四代大推涡扇机能够在非加力状态下能够接近或者达到以前三代机在加力状态下的推力。
   2.高机动性能。常规机动依靠控制飞机的过载来实现，目前现役战斗机已达9g，再增大已不可能，因为飞行员们无法承受更大的过载值，目前出现新的非常规机动，即过失速机动或超音速机动.这种机动并不要求更高的过载，而是使飞机机头更快地指向目标.它是靠拉大迎角到80度左右，然后绕速度矢量滚转而取得的。过失速机动必须具备快速机身瞄准能力。这是第四代战斗机近距空战应具备的特征之一。
   想必大家或多或少都看过美国的飞官在天空中秀猛禽这一现代航空工业最杰出成就的机动能力，各种超乎大家想象的动作似乎猛禽都可以轻松完成。在中低速条件下复杂动作会对发动机进气气流的平稳程度和能量特性造成严重的影响，同时，发动机也必须装备矢量喷管以适应这种复杂机动对于主动控制的需求。这就要求四代动力不仅有着强悍而狂暴的推力，还要能够在极端恶劣的进气条件下正常的工作，真是“又想让马干重活，又不想让马吃草”。同时，四代军用大推涡扇机还有有着聪明而灵敏的头脑，否则将无法有效控制自己灵活的矢量喷管。
   3.隐身性。与主题关系不是很大，暂且不提。
   4.短距起降。能在遭到破坏的跑道上，在颠簸场地和软场地上起降，是提高飞机生存力和出勤率不可缺少的性能.要求用中间状态推力起降距离在500m以下.
   如果说超音速巡航是对四代军用大推涡扇机最大军用推力提出的要求，短距起降则是对于发动机中间状态推力提出的。不过从工程实现角度讲，如果你的飞机能够在不开加力的情况下超音速，那你的飞机的短距起降能力必然不会很差。因为超音速巡航是四代战斗机对于发动机提出的最严苛的要求。
   5.可靠性和维护性好。战斗机除杀伤目标的能力外，以一种允许其完成任务的方式离开地面的能力也是整个战斗机效能中的一个主要因素.飞机的复杂程度日益提高，因而可靠性和维护性就显得越来越重要。不仅要求飞机的可靠性高，战斗出勤率高，而且要求能迅速加油和重新挂装弹药连续出击.每飞行小时所需的维护人员时间比现役战斗机降低一半，作战再次起飞时间比现役的战斗机缩短一半。
如果投入巨资所研发的超级先进战斗机只能在服役期内的大半时间趴在鸡窝里享受假期待遇，或者只能在第一次起飞执行战斗任务时大放光彩，那这样的机机显然就是传说中的机库皇后。
    为了适应上述种种的苛刻条件和需求，美国空军、海军从1979年就开始执行一项“先进战术战斗机发动机(ATFE)”计划，并进行招标。结果GE公司，PW公司于1983年取得了研制验证机的合同.PW公司提出了常规涡扇PW5000验证机.GE公司提出了GE37变循环验证机.于1986年空军正式确定为F119-PW-100和F120-GE-100发动机.1990年分别在ATF飞机F-22和F-23上试飞.1991年4月美国空军选中PW公司的F119发动机装F22型ATF飞机。
西欧在考虑这一代战斗机发动机时，还未提出性能更高的全新第四代军用大推力发动机发展计划。法国SNE-CMA公司研制的M88先进战斗机发动机，采用了验证机的发展道路.1983年T4达到了1700K，然后又逐步改进，在1986年T4达到了1850K，推重比达到10，经过系列型号发展，M88-2原型机于1989年3月开始台架试验,1991年一季度装于“阵风”飞机，进人发展计划的飞行试验阶段。欧洲喷气涡轮公司(由英、德、意、西班牙四国发动机公司组成)于1985年开始为欧洲战斗机((EFA)研制的EJ200发动机，主要应用了英国R. R公司的XG - 40验证机计划的核心机技术.该机于1988年11月进行了台架试车，1989年达到性能要求.1992年底进行试飞。
    当然，昔日的超级大国俄罗斯也不会坐视美国和欧洲在关系到国家的前途与命运的先进军用航空动力技术上领先过多。土星公司将会利用发展AL41F技术改进AL31F,从而发展出一款性能接近国际上四代动力的型号机，就是大家如雷贯耳的---117S。除了用于俄罗斯五代战斗机的研制试飞，这款俄罗斯最新动力成果计划于2009年，也就是今年的5月出厂首台原型机，，并且装备在出口的新苏35上。苏联时代曾经研制过一种五代发动机原型机AL41F，计划装置在米格1.44上。五代发动机不可能在目前型号基础上通过改进来完成，必须通过建立依靠新一代技术工艺所组成的系统进行五代动力的研发。俄罗斯的五代动力很可能会被赋予一个新编号，事实上，土星在发展117S过程中已经应用了为五代动力所研制的零件，比如风扇，涡轮和冷却系统。新的五代动力将采用新的核心机，并且在预研阶段就确定要发展到推比15-20的概念。
     美国，欧洲，俄罗斯各显神通都开始了各自在新一轮航空发动机研制历程并且都取得了引世人瞩目的成就。身为联合国安理会唯一一个发展中国家，一个在过去一百年里里饱尝落后所带来的代价，又重新站起来的古老东方国度---中国也在刚刚完成第三代大推力军用涡轮风扇发动机的情况下开始书写中华民族在复兴道路上又一辉煌而感天动地的历史！
基础决定一切---航空发动机与工业综合实力[4]
现代飞机不断提高的战术技术指标对航空发动机提出了非常高的要求。高温、高压、高转速而又要求高可靠性、长寿命和轻重量是其基本特点。在这些高而又相互矛盾的要求的推动促进下,作为发动机技术支柱的气动热力学、材料学、结构力学和结构设计技术以及工艺技术已发展到了很高的水平。发动机就是建立在这些学科基础上的综合高技术产品。
超塑成形/扩散连接制成的宽弦空心叶片：宽弦空心叶片是三个部分的组合体，即由两片钛板材和一个钛蜂窝夹心结构组成。蜂窝夹心部分为薄壁、小室的钛蜂窝骨架，叶盆及叶背蒙皮为钛板材。蒙皮与蜂窝间用激光扩散钎焊而成为一个整体的复合叶片，其实就是具有空心夹层的叶片结构。以往的发动机风扇叶片都是实心结构，虽然强度特性较好，但是重量较大。随着工艺和高强度钛合金的进步，现在的空心风扇叶片也可以完全满足抗大离心力，抗气动冲击等等强度要求。这种叶片的重量轻、刚性与强度高，抗疲劳和冲击能力强，具有较好的吸振能力与阻尼特性。
目前，我国的三代推力涡扇发动机太行也采用了带有凸肩的宽弦空心风扇叶片设计。最近，罗•罗公司又在发展第三代宽弦、无凸肩风扇叶片—“超塑成形/扩散连接”风扇叶片。它的芯部用波状结构取代原来的蜂窝结构，两面板及芯部在高压氦气下超塑扩散连接，叶片重量比蜂窝夹层空心叶片减重15%。超塑成形/扩散连接制成的钛合金叶片比复合材料叶片重量轻。复合材料疲劳强度高，减振性能好，国外已用它制造风扇叶片及压气机零件，但是复合材料尚存抗冲击能力差和制造质量不稳定等缺点，需做很多研制工作。
聚合物基复合材料：由美国NASA Lewis研究所开发的PMR型聚酞亚胺作为基体的制件，使用温度可以高达300度，使耐高温聚合物基复合材料的潜力得以发挥。虽然目前复合材料应用于发动机的热端部件的时机尚未成熟，但是复合材料已经开始应用于发动机风扇，外涵机匣等等部件。PMR-15复合材料的热稳定性远优于环氧复合材料，同时还具有良好的耐环境能力。GE公司研制的F404发动机的外涵道已采用PMR-15/碳纤维做制件，代替了钛合金，因而使涵道减轻重量15%，降低总成本35%，并且没有强度和寿命的损失，还具有优良的阻燃能力。目前，国外在PMR-15的发展方面已做了大量的工作，发展了第二代产品—PMR聚酞亚胺改性。最典型的是LARC-160和PMR- B -50，并早已面市。在今后相当长的时间里，PMR聚酞亚胺的研究工作主要集中在以下几个方面:
(1)进一步提高热稳定性;
(2)改善工艺性，主要是降低成形温度和压力;
(3)提高复合材料的韧性;
(4)改善耐吸湿性能。
由于高分子复合材料研究需要较高的资金投入和长时间的研制周期，我国在复合材料基础科研和应用整体实力方面目前与国外差距较大。不过随着我国碳纤维原丝等高分子材料的攻关成功，我国开始在战斗机蒙皮，进气道，垂直尾翼和水平尾翼上使用复合材料，并且开始尝试用复合材料一体化成型大型飞机部件。航空动力方面，我国已经成功的在太行发动机上应用了具有第四代发动机设计特点的复合材料外涵机匣，这可以说是我国在复合材料应用于航空动力系统的一次具有重大意义的成功。
陶瓷基复合材料：因为复合材料比传统的金属材料重量轻不少，采取复合材料制造热端部件一直是航空发动机领域的热门科研方向。这些高温部件的材料性能决定了发动机的效率。目前世界各国针对下一代先进燃烧室的要求，正集中研究碳纤维或碳化硅陶瓷材料，并取得了较大进展。90年代末可望研制出具有优异高温强度和韧性的陶瓷材料，并将部分取代高温合金，用在航空发动机燃烧室上。如果具有优异高温强度和韧性的可锻陶瓷材料能付诸实现，火焰筒就只需极少量的空气冷却支架，浮壁块也不需要冷却，燃烧室的空气流量分配将改变，燃烧室的性能将有较大提高。浮壁式火焰筒在制造中不需焊接，在使用中有助于减少裂纹产生的可能性。据美国报道，采用陶瓷材料的浮壁式火焰筒重量可减轻40%左右，这将有利于高推重比的实现。
在国际上，航空发动机CMC一S iC密封片和调节片己在多种发动机上应用，在推重比8级发动机(如M 88一2)上己应用10多年，在推重比10级发动机上也己应用。中国缺少验证计划，往往急于上型号，实际上是在型号上验证，这样不仅拖长型号研制周期，而目成本较高。更重要的是，对上型号的材料和构件，首先要考虑风险问题，不能因此影响到正在装备使用或者研制的型号机型。而国外的验证机由于不是正在装备的型号机则不用过多顾虑风险。如果我国继续在推重比8级发动机上加大试验考核力度，无疑会形成CM C一S iC在航空发动机上应用验证的技术平台，必将大大缩短中国航空发动机与国际先进水平的差距，也为推重比10级航空发动机CM C一S iC的应用奠定坚实基础。中国在‘九五’计划下，开始启动新一代高性能航空发动机研制。“CV I结合RMI法制备碳化硅陶瓷基复合材料”课题被列入总装‘九五’预研计划。要求该课题在九五’期间完成制备工艺研究，并对CMC一S iC的模拟件在发动机试验台上考核。仅用5年时间实现由制造工艺研究到构件考核的跨越，在国际上也少见。我国的航空航天高温陶瓷及其复合材料研究，首创了低成本、高性能、耐高温、长寿命、抗氧化陶瓷基复合材料的制造技术，总体技术跻身国际先进行列，材料性能达到国际领先水平，为发展中国连续纤维增韧陶瓷基复合材料及其制备技术做出重大贡献。
碳/碳复合材料：碳/碳复合材料是一种新型高温材料，具有重量轻、模量高、比强度大、热膨胀系数低、耐高温、耐热冲击、耐腐蚀、吸振性好等一系列优异性能。该材料的比重不到2克每立方厘米，仅为镍基高温合金的1/4，陶瓷材料的1/2;尤其是随着温度升高(可达2200 度 )，其强度不会降低。这是其它高温结构材料无法比拟的(除抗氧化性能差以外)。将碳/表复合材料作为高温长时间使用的结构材料，用于航空发动机热端部件，是目前世界上先进国家研究和发展的方向 ，世界各发达国家研充新一代高推重比发动机无一不是把它作为高温关键材料来考虑的。例如，在非转动件方面，美国已将高性能复合材料用在F100发动机喷嘴及燃烧室的喷管上;法国幻影2000等型飞机发动机的加力燃烧室喷油杆、隔热屏、鱼鳞片等零件已采用碳/碳复合材料制造。对于受力件，许多都已进行了地面试验或做出样件。目前碳/碳复合材料的主要问题是抗氧化性能差，制造时间长(数十天至半年)，成本高。其中，高温、长期使用下的抗氧化保护措施是关键问题之一。
高温钛合金：钛合金是一种密度小、热导率低、高耐蚀和具有优良的综合性能的材料，尤其是高的比强度及较高的抗蠕变性能更是航空发动机材料不可缺少的特性。此外，钛合金还具有优良的加工性能。国外工业性钛合金的最高使用温度为540~550度，工业试验性钛合金最高使用温度可达590~600度。目前，钛合金是压气机部分的主要材料。英国IMI公司开发的一种具有更高耐温性能材料IMI834钛合金和美国的Ti-1100，在600度以下能长期抗蠕变。高温钛合金在新一代发动机上的应用，使得高压压气机转子变成全钛型成为可能。因此，发展新型高温钛合金已成为高性能涡轮发动机((IHPTET)高压压气机部件的候选材料之一。
金属间化合物：金属间化合物具有高的使用温度、比强度及导热率，同时还具有好的抗氧化、抗腐蚀性能，高的蠕变强度。由于金属间化合物是处于高温合金和陶瓷材料之间的一种新型材料，它填补了高温合金和陶瓷材料的空白，因而成为航空发动机高温部件的理想材料之一。当前，开发和应用研究的重点是钛铝和镍铝金属间化合物。这些化合物对于压气机、涡轮和加力燃烧室等很有吸引力，因此近年来发展十分迅速。80年代末试车成功的高压涡轮支承环和高压压气机机匣是用Ti3Al合金制成的。GE公司已制出一些用于高性能发动机的钛铝金属间化合物静子零件。近几年镍铝金属间化合物的研究也取得了重大进展。据介绍，美国已用NiAI合金作成涡轮导向叶片，并正在发动机上试车。作为实用化高温结构材料，金属间化合物所面临的主要问题是室温脆性及在高温环境中的腐蚀。
多孔层板：多孔层板一般是用两层或更多层金属板材焊接而成。这种冷却结构的主要原理是利用对流冷却。多孔层板冷却结构能有效地降低火焰筒的壁温，减少冷却空气量，同时降低了排气污染，延长火焰筒寿命，因而提高了发动机的可靠性和使用寿命。目前多孔层板冷却结构有两种类型，一种是由美国艾利森公司研制的Lamilloy，另一种是英国罗•罗公司研制的Transply。两种方案都取得比较满意的成果，并在燃烧室火焰筒上得到应用。艾利森公司选用了三层钴基合金HS188板材作成多孔层板冷却结构，并已经在发动机上进行了试验和应用。它不但可以有效地降低冷却空气量(约节省70%)，而且还能改善排气发散水平，减轻重量，降低成本，为新一代燃烧室冷却方案开拓了新路。
单晶合金叶片：为了提高发动机性能、许多先进发动机上已经使用了了定向凝固单晶叶片。镍基高温单晶合金有较好的杭蠕变性能，有较高的抗热疲劳能力和工作温度，从而增加了叶片寿命。80年代初期，GE公司研制了第二代单晶叶片合金Re-neN5。目前，ReneN5是工业使用中抗氧化性能最好的涡轮叶片合金，正大规模地应用在先进军用发动机上。ReneN5合金由于采用先进的铸造技术使得合金中能够加入钇元素，从而提高了抗氧化和耐热腐蚀性能。现在，ReneN5比早期用在CF6发动机上的定向凝固合金Rene80H的抗氧化温度高130~165度，该合金对GE90发动机的耐久性起了重要作用。由于它具有显著的抗腐蚀能力，使合金的应力断裂和抗疲劳能力增加22度，从而使发动机涡轮进口温度提高了58度 。ReneN6比ReneN5耐温能力高10度，是ReneN5的发展型，铼是其关键的强化元素。单晶叶片ReneN6正在进行发动机试车，结果令人振奋。
粉末冶金盘：粉末高温合金能消除和减少偏析，具有晶粒细小、组织均匀和提高热加工性能的特点。同时可净化毛坯、简化工序，从而提高了材料利用率，降低了成本。粉末冶金盘有重量轻、高强度的明显优势。60年代，PW公司制成In100合金的粉末涡轮盘，并装在F100发动机上。80年代中期，GE公司制成Rene95粉末盘，并应用在F110,CFM56,CF6发动机上。目前，GE公司10 000多台装有粉末冶金制成的转子件的航空发动机正在服役中。80年代初期，GE公司根据损伤容限设计了第二代粉末合金Rene88DT(Damage Tolerance)。该合金的研制是基于美国军用和民用发动机15年粉末冶金转子件的生产和使用经验而制定的。它比常规的转子合金DA718抗蠕变能力高110度，同时与第一代粉末合金Rene95相比，还改善了损伤容限。Rene88DF具有出色的抗蠕变、损伤容限、拉伸强度和抗裂纹扩展的综合性能。Rene88DF合金进一步提高了GE90发动机的可靠性。另外，F110-129型发动机上也选用了Rene88DT合金，从而改善了发动机的性能。自1988年投入生产以来，Rene88DT是当今发动机最好的高温转子材料。
我国航空发动机研制的困难和性能差距主要就体现在材料和工艺两个方面。在上世界70~80年代国外在材料和工艺方面进展突飞猛进，我国却因为历史原因错过了黄金时期。在国外第三代航空发动机早已采用并成熟实践的材料中，单晶涡轮叶片和粉末冶金涡轮盘我国至今尚未在第三代航空发动机“太行”上应用。而单晶涡轮叶片和粉末冶金盘的特性是航空发动机性能和先进性最关键的保证。现代航空发动机对涡轮前温提出很高要求，涡轮前温是发动机输出功率的保证。工作在燃烧室之后的涡轮叶片和涡轮盘就首当其冲长期承受着高温，高速和高压环境。研制先进材料需要较长的时间并具有较大的风险，我国以往在航空发动机研制上采取以型号带动工业的方针，试图通过上型号的方式来提升整个航空工业水平。于是，与型号相关的材料和工艺研究在型号立项之时才开始搞。通过较短的时间无法完成先进材料和工艺的科研任务时，就必须修改发动机设计指标、导致航空发动机研制周期大大延长甚至致使型号研制失败。而如同在上文所述，国外广泛开展各项预研工程积累科研和工业实力，在需要进行型号研制时，立刻就能拿出现成的材料和加工工艺。近年来，我国也开始反思教训，学习国外先进经验开始进行预研工程，预计在十一五和十二五期间，这些基础研究项目将大量的开花结果。从我国研制航空发动机的经验教训来看，航空工业发展---基础决定一切。
三大部件的胜利
风扇与高压压气机、燃烧室、涡轮是航空发动机的三大部分。每一次航空发动机在性能上的跃升，都离不开这三大部件进步的积累。可以说第四代航空发动机能够登上历史的舞台是三大部件的胜利。
风扇与高压压气机[5]：从系统的观点看,发动机以部件技术为基础,通过精确的、能全面协调的总体集成匹配技术才得以设计研制成功。风扇和高压压气机是涡轮发动机的一个重要部件,技术含量高,难度大,常成为阻碍研制成功的关键部件。高推重比发动机对风扇和高压压气机提出了更高的要求,出现了一些新的技术问题需要加以研究、解决。
美国于1988年开始实施的IHPTET计划,希望在世纪交替之际,超越技术上的障碍,使推进系统比现有能力提高1倍,即在2003年完成第三阶段计划时所具有的能力,可使推重比达到15～20,耗油率降低40%。为达到此目标,在风扇压气机方面,则要在保持高效率和足够失速裕度的条件下实现以更少的级数达到更高的压比,例如,整个风扇从现在通常用的3～4级减少为只用1～2级;而核心压气机则只用3～4级。第三阶段的某些目标现已提前达到,例如,一个单级风扇转子在试验时已达到了F 100-PW-200三级风扇的压比,且效率很高。在空气动力学方面,对于轴流式风扇压气机,IH PT ET计划提出的主要研究课题是:高通流设计,弯掠叶片和大小叶片。以非定常全三维流场数值模拟为主要研究内容的计算流体力学是达到上述目标的主要技术支持。为了同美国竞争,以英国为主,意大利和德国共同参与与实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段(ACM E2),英、法又联合实施了先进军用发动机技术计划(AM ET)。北大西洋公约组织,俄罗斯也都有类似计划。在风扇压气机方面的研究内容大致相同。
1.掠形叶片技术：
自从40年代气动后掠机翼在飞机上应用取得成功以来，航空发动机界已进行了大量的掠形叶片技术的开发和研究工作。50~70年代，GE公司等分析研究了线性前掠和后凉的压气机叶片，但进展不大二。70年代中期，美国NASA设计和试验了QF12后掠风扇级。80年代，GE和PW公司等集中设计、加工并试验了一些后掠叶片的风扇/压气机，逐步认识和理解了掠形气动力学的机理，取得了进展0。90年代，GE公司、PW公司、RR公司以及CFMI公司等都进行了大量的掠形叶片的设计、加工、试验和分析研究工作，进一步发展了前掠和后掠叶片的风扇压气机，取得了重大的突破。预计在不久的将来，掠形气动技术将应用在现役或预研的发动机上，并将成为推比15-25发动机的关键技术之一。
70年代到80年代初，美国空军和GE公司为了研制高压比、大流量、高效率和喘振裕度适当的压气机，制定了高通流压气机( HTFC)预研计划。在该计划以及后继研究中，先后设计和试验研究了多个转子，其中转子R8 , R9和R10是以设计得最好的非掠转子R4为基准的掠形转子，他们们分别用于研究掠形对压气机性能对压气机失速的影响。90年代中期，美国空军、海军和GE公司共同投资，由GE公司设计了一台前掠气动研究试验件(GESFAR)。该高速、低展弦比风扇试验件共有2级。第1级转子采用前掠叶片的整体叶盘结构转子，为了减少可能的机械问题，第1级采用高强度钛合金制造，但将来可能采用减轻重量的改进结构。为了模拟由战斗机前框架引起气流畸变所造成的恶劣的流场状态，进口导向叶片采用了可调结构。为了降低费用，风扇试验件尽可能多地使用现成的F404发动机的部件。另外，为了进一步全面评估前掠叶片技术的潜在收益，重新设计了第2级风扇进行试验分析对比。1996年4月至6月，GE公司在空军怀特实验室的压气机研究设备上进行了GESFAR风扇的试验。试验表明:与现役战斗机发动机的风扇比，该风扇不但减轻了重量，在气动性能和稳定性方面也得到了较大的改善，总效率提高4%，尖部效率提高8%，失速裕度也提高了几个百分点，因而它承受进口气流畸变的能力提高了8%。高失速裕度允许提高风扇的压比，增大发动机的推力，估计在不增加风扇质量流量的情况下采用该风扇能使发动机的推力增加10%，或者使其他部件的负荷降低。另外，前掠叶片的高的承受进口畸变的能力也有利于提高发动机在机翼下的隐形飞机和采用推力矢量喷管技术飞机的性能。1996年中期，GE公司在IHPTET划下获得一个研制先进风扇的合司。该风扇是为通用战斗机发动机研制的但最终的设计要适合装到“超黄蜂”飞机的F414增推型发动机上:它采用2级整体叶盘结构的前掠叶片设计，与当时的F414发动机3级风扇比、流量增加了10%，压比提高了10%，同时也大大地减少了部件数。这样，一该风扇与新的压气机和高压涡轮一起使F4I4增推型发动机的推力增加25%，并能够与飞机进气道相匹配。目前，GE公司在IHPTET计划支持下，验证了其低展弦比前掠风扇叶片具有气动效率高、喘振裕度大、抗进气畸变能力强的特点，并期望将来应用到IHPTET计划的XTE一76JTDE发动机上，以及用于GE-PW联合发动机公司的GP7000发动机第1级高压压气机和将来其他压气机的设计中。
80年代中期，为研究低展弦比前缘后掠对高压比跨声速压气机性能的影响，美国海军和PW公司共同开展了海军先进风扇部件技术(NAFCOT)计划。PW公司采用基本相同的气动设计和几何参数，设计了一个基准的低展弦比非后掠叶片的风扇级和一个后掠的风扇级。在PW公司和空军的高速压气机和风扇试验设备上试验了这两个风扇级，试验结果验证了叶片后掠降低了激波损失，提高了效率，尤其是在75%一95%叶展间效率改善较，最高达8%。但是由于该后掠级转子叶片验率大压比沿径向分布的特殊设计，叶片的展向质量平均效率没有改善，失速裕度还有降低。1991年8月，由美国海军、空军和PW公司共同投资，PW公司开始设计和研制一台2级后掠叶片的整体叶盘风扇。该风扇采用NASTAR设计程序设计，并吸收了PW公司在以前的后掠风扇研究和压气机设计1作中积累的经验和成果。因而它的效率比IHPTHT计划基准风扇的效率提高5%，级压比增加30 %，气动性能相当于XTE65/2上的3级风扇的性能。当时采用实心钛叶片，以便尽快投人试验，将来发展空心金属叶片或者复合材料叶片。1995年首先将该叶片安装到空军环特实验室的压气机研究设备上进行评定试验，检测风扇的流量特性、稳定性、效率和流通能力。为了确定该风扇用于隐形飞机上的性能，将配装到一个低发现率进气道上进行试验。‘之后，还计划把一台新加工的后掠风扇安装到IHPTHT验证发动机上进行试验验证。1994年8月，PW公司将一台3级低展弦比、无凸肩、后掠的钛合金风扇与一台低压涡轮和一个喷管安装到XTC65核心机上，组成XTC65/2发动机进行试验。该风扇的直径比F119发动机风扇的直径稍大，效率和失速裕度都比当时最先进的风扇好。试验表明XTC65/2发动机的性能达到了IHPTET的目标。另外，PW公司还汁划将高效、大后掠叶片技术应用到PW7000发动机方案的1级整体叶盘高压压气机和GE-PW联合发动机公司的GP7000系列发动机的风扇上。
90年代，英国RR公司利用一个精确地使叶片弯曲和后掠达到最优化的三维气动力学分析软件设计了一台掠形片的风扇。该风扇的直径为2. 79m，转子叶片为超塑成型/扩散焊接的宽弦空心掠形结构，大大减轻了重量，增强了风扇的抗鸟撞能力。该掠形叶片的没计与PE和GE公司的设计有所不同，它采用形同短弯刀的前缘设计，使进入发动机的气流沿叶片展向平稳地减速，到叶尖处转变为超声速，从而使激波面在叶尖处倾斜，提高效率。预计该掠形风扇能使空气流量提高10%，叶片进口马赫数降低10%，抗鸟撞能力增强10%，巡航效率也有所提高。这样，发动机在不增大风扇直径的情况下依靠掠形风扇的气动特性可获得更大的推力。RR公司首先将该掠形风扇用在湍达500发动机上，之后1998年12月又安装在新设计的额定推力为454kN的湍达8104发动机上，并进行了试验。试验表明其推力达到490kN,证明了该掠形叶片设计的可行性。此外，湍达800的总设计师还计划将这一掠形技术用于中压和高压压气机的设计中。
GE,PW和RR公司长期致力于开发风扇/压气机的先进气动技术—掠形叶片设计技术。进人90年代，已比较深人地理解和认识了前掠和后掠叶片的气动力学机理，并设计、加工、试验、验证了大量的前掠和后掠叶片的风扇/压气机，取得了重大突破。GE公司已验证了前掠较后掠在气动效率、喘振裕度和抗畸变能力方面更优。可以预言，掠形气动设计技术将成为改进和改型的现役和在研发动机以及设计先进的推比15--25的航空发动机的关键气动技术之一。
2. 大小叶片技术：
航空发动机压气机大小叶片技术是轴流压气机设计的一项前沿核心技术，它在常规叶片通道的后部加 入一片小叶片，可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可避免常规叶片造成叶片槽道前部气流堵塞，在保持高效率、高气动稳定性的条件下具有比常规方案高得多的加功增压能力。因此，及时开展该项技术 研究，可以抢占轴流压气机设计领域的技术制高点， 实现我国航空发动机研制的跨越式发展。
大小叶片压气机的主要设计思想是在气流最容易发生分离的叶间通道后半部分局部增加小叶片。对于常规叶片来讲，惯性作用使得气流最易在叶背分离，而加了小叶片可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可以避免因增多全弦长叶片引起的堵塞、效率下降和重量增加。所以利用大小叶片技术能够在保持高的气动稳定性的同时，大幅度减少风扇和压气机级数，提高发动机的推重比或功重比。
20世纪70年代初，Dr．Wennerstrom为解决级压比3．0的高负荷转子常规设计导致的转子出口气流落后角过大的问题，就采用了大小叶片的气动布局。但试验结果远低于设计值，原因是叶背大面积分离，效率很低。1974年，Wennerstrom设计大小叶片转子，性能仍不好，但发现大小叶片气动布局可以非常有效地控制高扩散因子下转子出口气流落后角。1988年，美国国防部、NASA和工业部门联合实施‘综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)”计划，目的在于研究和验证推重比／功重比指标比当时的生产型发动机翻一番、耗油率可降低约40％的先进发动机技术。1989年，作为IHPTET计划内容之一的‘‘联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG)”计划合同承包商，TextronLycoming公司(被联信公司收购，最后并入霍利韦尔公司)充分利用计算机技术和全三维数值模拟技术取得的重大进展，重新开始了大小叶片气动布局研究，并计划在JTAGG第二阶段(1997—2001年)和第三阶段(2001—2003年)将其作为核心关键技术之一进行研究和试验验证。JTAGG第二阶段配装大小叶片压气机的第一台技术验证机(XTC56／1)于2001年1月完成试验，达到设计指标。第二台技术验证机(XTC56／2)于2002年完成试验。在涡扇发动机应用研究方面，据美国IHPTET计划“十年进展”称，单级大小叶片压气机已达到F100-PW-220级风扇的压比，并具有很高的效率；在IHPTET计划的“联合短寿命涡轮发动机概念(JETEC)”计划中，霍利韦尔公司的JETEC第三阶段验证机(XTLS711)的单级风扇也采用了大小叶片的结构形式。可以看出，轴流大小叶片先进气动布局是美国实现其超高推重比发动机计划的关键技术，也是未来高性能轴流压缩系统重要的新技术。
大小叶片压气机作为一种先进的压气机气动布局方案，对发动机性能提高起着至关重要的作用。但它仅仅是航空发动机若干项关键设计、制造技术中的一项单项技术，必须与燃烧室、涡轮、调节系统、机械传动系统一起协同工作，达到总体气动性能和结构的设计要求，才能体现出它的作用和潜力。因此，为了准确反映改型发动机的实际工作状态和在真实环境下的使用性能，大小叶片压气机除了在地面进行部件试验和整机性能试验外，还应完成相应的持久试验和试飞，才能使大小叶片压气机作为部件关键技术真正成为一项在航空发动机中工程实用的技术。
燃烧室[6]：压气机后面紧跟的是燃烧室。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧，产生高温高压燃气来推动燃气涡轮运转并从尾喷口高速喷出从而产生推力。航空发动机对燃烧室的要求是：第一，燃烧室单位容积的发热量或者说是热容强度要很高。通俗的说，就是要燃烧室在尽可能小的容积里完成高压空气与燃料的混合与充分燃烧。第二，要保证足够高的燃烧效率。第三，保证经过燃烧室后的气体达到所需的温度并要求出口温度场相当均匀。燃烧室的后面是涡轮，如果气流温度不均匀，有的地方特别热，有的地方特别冷（相对的冷，温度仍在千度左右），涡轮就会受不了--同一个涡轮叶片，转到热的地方就膨胀，转到冷的地方就收缩，一来二去，叶片很快就会发生金属疲劳，降低了使用寿命。燃烧室的设计难点在于，油气二相混合物的流动特性既不同于液态，又不同于气态，这种流场很难建立精确的数学模型。所以，燃烧室的设计过程很大程度上是通过实验来进行的，需要完善的试验设备和较长的试验时间。
随着高性能军用飞机技术的发展,对发动机提高推重比的要求持续增加。增加发动机压比以提高循环效率、增加涡轮进口温度以提高单位推力是提高推重比最直接和最有效的方法。因此,燃烧室部件设计将向高温升高热容燃烧方向发展。现役的推重比8一级发动机燃烧室温升水平为800℃～850℃,主要采用燃油喷嘴和火焰筒头部旋流器匹配技术及机加工冷却气膜设计技术。目前在研并将服役的推重比10一级发动机燃烧室,在推重比8一级发动机燃烧室设计技术基础上,结合采用先进的火焰筒头部气动雾化、壁面复合冷却和浮动壁结构设计技术,温升增加了200℃(如M88、EJ200及F119)虽然推重比8和推重比10一级燃烧室设计基本采用常规气动热力、结构、材料和工艺,但是满足了相应水平燃烧室研制需求。若要进一步提高燃烧室温升,将导致诸如油气匹配、燃烧组织、出口温度场质量控制和壁面冷却等一系列难题,必须在气动热力学、新结构、耐高温轻质材料及相应加工工艺等方面取得突破。为此,美国已实施的发动机热端部件技术计划(HOST)和目前正在进行的高性能涡轮发动机技术综合计划(IHPTET),针对上述技术问题进行了大量的预先研究并已取得显著技术进步。国内针对推重比8和10一级发动机燃烧室技术已进行了大量的预研,并取得了一系列成果。
涡轮[7]：能在 "三高"条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。对于气流而言，温度、速度和压力使密切相关的三个参量，于是，"三高"要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口温度上面，而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。
铸造高温合金：自从20世纪40年代初期第一台航空喷气发动机采用第一个铸造涡轮工作叶片以来铸造高温合金的发展经历了一段曲折而又辉煌的历程。众所周知,航空发动机的发展与高温合金的发展是齐头并进、密不可分的,前者是后者的主要动力,后者是前者的重要保证。占据着航空发动机中温度最高、应力最复杂的位置的铸造涡轮叶片的合金发展尤其是这样。半个世纪以来,航空发动机涡轮前温度从40年代的730℃提高到90年代的1677℃,推重比从大约3提高到10,这一巨大进展固然离不开先进的设计思想、精湛的制造工艺以及有效的防护涂层,但是,高性能的铸造高压涡轮叶片合金的应用更是功不可没。40年代以来,标志着铸造高温合金性能水平的在140MPa/100h条件下的承温能力从750℃左右提高到当前的1200℃左右,是十分令人鼓舞的巨大成就。在这世纪之初回顾铸造高温合金发展的历程,不能不提到如下几件使人难忘的重大事件。
叶片以铸代锻：1943年,美国GE公司为其J233航空发动机选用了钴基合金HS221制作涡轮工作叶片,代替原先用的锻造高温合金Hastelloy2B。当时为了考核铸造高温合金作为转动件的可靠性,宇航局(NASA)有关部门曾对两种合金叶片同时进行台架试车鉴定。结果表明,HS221完全可以代替Hastelloy2B制作涡轮转子叶片,从此开创了使用铸造高温合金工作叶片的历史。之后,又谨慎地对X240,GMR2235等铸造合金进行类似的考核研究,使铸造叶片的应用有所扩大。随着发动机推力的增大,叶片尺寸增大,当时发现叶片的主要失效模式从蠕变断裂转变为疲劳断裂,而铸造叶片由于晶粒粗大且不均匀,疲劳性能远低于锻造合金,加之当时出现了性能较高的沉淀硬化型镍基锻造高温合金,例如Nimonic 80A,Udimet500,Waspaloy,ЭИ437Б,ЭИ617等,而且锻造技术有所进步,这就使设计师又把叶片选材的重点放在锻造合金上。到60年代初,由于发动机工作温度提高,要求叶片合金的热强性能进一步提高,使高温合金合金化程度不断提高,于是出现了复杂合金化与压力加工困难的矛盾,并且越来越尖锐,加之这一时期铸造技术进步(多层壳型、真空浇注、晶粒控制等),使合金性能和叶片质量提高,出现了大批复杂合金化的高性能合金如:In100,B1900,ЖС6К,MAR2M 200,In 713、G64,MAR2M002,Rene125等,使铸造高温合金叶片的应用越来越广泛,而且都是用在燃气涡轮中温度最高的高压涡轮部位。原先比较谨慎的英国、前苏联的发动机也相继大量应用铸造叶片。我国第一个铸造高温合金是北京航空材料研究院于1958年研制的K401合金,用作WP6发动机的导向叶片。我国第一个铸造涡轮工作叶片是60年代初在黎明发动机厂研制的WP26S发动机一级涡轮叶片(K406合金),通过了台架试车。70年代中期,由中科院金属研究所研制成功的K417镍基铸造高温合金制作涡轮叶片用于WP-7型发动机,投入生产,成为我国最先服役于航线的铸造涡轮叶片合金。70年代之后,由于定向凝固和单晶合金的出现,使得所有国家的先进新型发动机几乎无一例外地选用铸造高温合金制作最高温区工作的叶片,从此确立了铸造高温合金叶片的稳固地位。
真空熔炼技术：50年代初,由F.D.Daramava发明的真空熔炼技术堪称高温合金发展史上最重大的事件之一。无论对铸造合金还是锻造合金,真空熔炼可以大大减少有害于合金性能的杂质含量,有效地控制活性元素,从而精确控制合金的总体成分,还可以直接浇注成复杂形状的铸件。当时发明的真空炉,虽然容量只有几公斤,但是人们将永远铭记它,它是当今容量达60t的真空感应炉的先驱,也是当今遍布大小冶金企业的种类繁多的真空炉(如:真空感应炉、真空电弧炉、真空自耗炉、定向凝固炉)的先驱。从那时起,铸造高温合金的发展又跨入一个新时期,陆续出现一大批真空熔炼的复杂合金化高性能合金,如:IN100,B1900,MM002,Rene 125,MM246,ЖС6у,K419等等。
定向凝固及单晶合金：60年代初期,美国PW公司在研究MAR2M 200合金过程中发现该合金虽然高温强度很高,但中温性能尤其是中温塑性很低,其蠕变过程不出现第三阶段,涡轮叶片在工作中发生无预兆的断裂。另外在其他合金中也发现类似的中温“塑性低谷”问题。为解决此问题,人们从成分和工艺方面采取多种措施。其中,F.L.Varsnyder发明的高温合金定向凝固技术是一个成功的范例,并由此导致铸造高温合金进入一个崭新的发展阶段。定向凝固使合金的结晶方向平行于零件的主应力轴,基本消除了垂直于应力轴的横向晶界。在MAR2M 200合金基础上研制成功的定向凝固高温合金PWA 1422不仅具有良好的中、高温蠕变断裂强度和塑性,而且具有比原合金约高5倍的热疲劳性能,在先进航空发动机上获得广泛应用。其后,包括我国在内的各国冶金工作者都相继发展了这一技术,涌现出一大批高性能的定向合金,如:Rene 150(美),CM247L C(美),MAR2M 002(英),ЖС6КНК(俄),DZ22(中),DZ4(中)等,不仅广泛用于航空发动机,而且用于地面燃气轮机。在定向凝固合金基础上发展出的完全消除晶界的单晶高温合金,使合金热强性能有进一步提高(约30℃)。70年代末,由于合金化理论和热处理工艺的突破,单晶合金进入一个蓬勃发展的时期,相继出现承温能力分别提高约30℃的第一代、第二代、第三代单晶合金。英国RR公司近年研制的第四代单晶合金RR3010的承温能力比定向柱晶合金约高100℃。目前几乎所有先进航空发动机都以采用单晶叶片为特色,正在研制中的推重比为10的发动机F119(美),F120(美),GE90(美),EJ 2000(英、德、意、西),M8822(法),P2000(俄)以及其他新型发动机都采用单晶高温合金制作涡轮叶片。美国的Howmet公司、GE公司、PCC公司、Allison公司以及英国RR公司,法国的CNECMA公司, 俄罗斯的SALUT发动机制造厂等厂商均大量生产单晶零件,品种包括涡轮叶片、导向叶片、叶片内外环、喷嘴扇形段、封严块、燃油喷嘴等,用于军用和商用飞机、坦克、舰船、工业燃气轮机、导弹、火箭、航天飞机等。美国Howmet公司及其在英、法、日等国的分公司都拥有大批生产单晶零件的能力,已为各国40多种发动机生产了120多种单晶零件,仅在1988～1991年期间,就售出160万件。目前的年产量已超过30万件。
可以看出,大半个世纪以来,铸造高温合金的发展已取得长足的进步,为航空发动机的发展做出了巨大贡献。然而,飞跃发展的高科技时代将继续对冶金工作者提出新的更高要求。航空和地面燃气涡轮要求提高工作温度(～2100K),增大推力(～40000kgf),提高推重比(>10),延长寿命(>10000h),这就使高温合金的先进性、可靠性、耐久性、工艺性以及经济性继续面临巨大的挑战。
看到这里想必读者也会向笔者一样，为航空发动机基础科研工作的复杂性所感叹。航空发动机托举起了世界各国的领空，并且可靠地支持了一个国家战略利益的实现。而托举其航空发动机先进性能的就是千千万万充满激情和创新精神的科研工作者所进行的基础科学研究工作。
强悍的心---第四代大推力军用涡轮风扇发动机具体设计[8]
上面笔者先后介绍了第四代军用大推力涡扇发动机性能要求与各国发展情况和各国在航空发动机发展战略上都殊途同归的采取了“核心机预研系列化发展”思路，现在结合目前世界上已经研制成功的几款第四代大推力涡轮风扇发动机具体设计来继续探讨大推力军用涡轮风扇发动机的发展方向。第四代大推力涡轮风扇发动机，即推重比10一级大推力军用涡轮风扇发动机，国外正处在预研、样机研制和装备阶段。为了提高发动机的推重比,国外采用两种途径：一是采用现役的推重8比一级的发动机,在此基础上不断改进,达到推重比10一级的水平,如法国的M88发动机；二是采用新的设计概念和先进的设计方法,研制出新一代推重比一级发动机,如美国的F119,欧洲四国共同研制的发动机EJ200。
目前世界上正在研制或者已经研制成功的四代大推涡扇机有一下几个型号：
F119：它是美国普惠公司80年代开始研制的先进战斗机发动机，并在投标中战胜通用电气公司的F120发动机，其涡轮前温度为2050K 。据报道，F119发动机第一级钛合金风扇叶片是宽弦无凸肩、空心的，采用了超塑成形/扩散连接工艺，从而增大了叶片的强度和损伤容限。压气机采用先进的纤维增强钛合金及新法铸造的叶片，外涵机匣采用金属间化合物材料。涡轮采用单晶工作叶片，涡轮盘采用新型镍钛金属间化合物、快速凝固等离子沉积零件。燃烧室采用浮壁加层板的冷却结构，加力燃烧室和尾喷管采用石墨聚合物或碳/碳复合材料。它吸取了F100发动机的经验，采用一体化产品研制方法研制，达到了性能、可靠性、耐久性、可维护性和保障性的综合平衡。作为世界上首型第四代大推力涡轮风扇发动机，其设计结构和性能特点非常具有代表性，下文笔者将会详细介绍，在此就简单略过。
F135：F135推进系统是PW公司领导的研制小组为F-35战斗机而研制的。F-35战斗机是洛克希德•马丁公司研制的低成本的新一代多用途战术攻击战斗机，用以取代美国和英国空军、海军以及海军陆战队的现役战斗/攻击机。其中F-35常规起落（CTOL）型飞机命名为F-35A，F-35短距起飞垂直着陆（STOVL）型飞机命名为F-35B，F-35舰载（CV）型飞机命名为F-35C。F135推进系统包括主推进系统和通用推进系统部件，前者由PW公司研制，后者由RR公司研制，目前正在进行系统研制与验证（SDD）。预计F135推进系统2008年投入生产，2012年投入使用。F135主推进系统是PW公司以F119发动机为基础研制的先进涡扇发动机，具有推重比高、涵道比小、增压比高、涡轮进口温度高、耐久性高、可维护性和保障性好等特点。F135通用推进系统部件包括轴驱动的升力风扇、3轴承偏转喷管和滚转控制喷管等。升力风扇直径为1.27m，可以向前偏转13o，向后偏转30o，在STOVL工作状态下使战斗机上方的冷气流以230kg/s的流量垂直向下喷出，产生90kN的升力；3轴承偏转喷管垂直向下偏转（最多可偏转95度，可左右各偏转10度），产生71.1kN的升力；此外，每侧翼根处的滚转控制喷管利用推进系统的引气，也可提供16.7kN的推力。整个推进系统的长度为9.37m，悬停总推力为175.3kN，短距起飞推力为169.5kN。
F135的主推进系统：以F119发动机核心机为基础，重新设计了风扇和低压涡轮，改进了加力燃烧室和喷管。
（1）3级风扇以F119发动机的为基础，风扇转子采用超中等展弦比、前掠叶片、线性摩擦焊的整体叶盘和振动失谐技术；风扇截面面积增加了10%～20%，以驱动轴驱动升力风扇系统。
（2）6级压气机与F119发动机的基本相同。
（3）燃烧室在F119发动机的基础上，采用了高燃油空气比燃烧技术，在提供小的分布因子和所要求的径向剖面的同时，达到了设计目标。
（4）高、低压涡轮与F119发动机的一样采用对转结构；叶片采用CFD设计，“超冷”结构；低压涡轮增加到2级，以适应增大的风扇。
（5）加力燃烧室在F119发动机的基础上，采用先进的建模和加工技术平衡了推力性能和隐身性。
（6）喷管由二元俯仰矢量喷管改为轴对称喷管。
（7）控制系统采用更先进的双余度全功能数字式发动机控制系统（FADEC）。
3.2.2.2通用推进系统部件
（1）升力风扇由集成在一个装置上的风扇、D形喷管、联轴器、所有作动装置和服务系统组成，由PW公司的JSF119-SE611发动机的2级低压涡轮驱动。
（2）3轴承偏转喷管由RR公司模仿Yak-141 STOVL型发动机研制。该喷管可使发动机的排气从水平偏转到垂直甚至向前，可以使推力从水平方向偏转到垂直向后。
（3）滚转控制喷管位于JSF119-611/F135发动机的两边，利用来自发动机风扇的空气提供推力。在控制杆端的喷管差动地打开和关闭，实现滚转控制；通过偏转喷管偏航实现偏航控制；通过升力风扇和发动机推力分离器实现俯仰控制。
F120：它是美国80年代研制的先进战术战斗机(ATF)的候选发动机。F120发动机外涵机匣采用复合材料制造，代替F101发动机的化学铣钛涵道机匣，压气机叶片和盘均采用新的铁铝金属间化合物。在验证机燃烧室零件中有陶瓷件或碳/碳复合材料，高压涡轮密封装置亦采用陶瓷材料。涡轮单晶叶片，热等静压粉末冶金材料。
F136：F136发动机由YF120-100变循环发动机改进发展，是联合攻击战斗机F-35的备用发动机。美国GEAE公司作为主承包商，占有F136发动机研制60%的股份，负责总体设计，以及高压压气机、径向稳定燃烧的加力燃烧室、控制系统和先进排气系统的研制；英国RR公司占有20%的股份，负责整体叶盘风扇组件的研制；艾利逊先进开发公司占有20%的股份，负责燃烧室、高压涡轮进口导流叶片、低压涡轮和齿轮箱的研制。F136发动机从1996年开始研制，预计2008年投入生产，2012年投入使用。F136发动机采用了很多先进技术。风扇机匣采用有机物基复合材料，使发动机质量减轻9.07kg3级风扇叶片采用三维气动设计，转子采用线性摩擦焊整体叶盘：第1级转子采用钛合金宽弦空心叶片，第2～3级转子采用钛合金宽弦实心叶片；5级高压压气机转子采用整体叶盘结构，转叶叶尖前掠静叶弓形后掠，第1～2级由钛合金制成，第3～5级采用惯性焊连接；单头环形燃烧室采用Lamilioy结构；1级高压涡轮和3级低压涡轮对转且无导向器高压涡轮导向叶片采也用Lamilioy结构，转子叶片采用单晶材料和“ICE”冷却；径向加力燃烧室在F110-132发动机的基础上改进；轴对称喷管采用隐身设计。
M88-2：M88-2是法国SNECMA公司目行研制的先进战斗机发动机。其涡轮前温为1850K。M88-2型发动机采用了许多高新材料。该发动机风扇采用了超塑成形/扩散连接制成的宽弦空心叶片;高压涡轮导向器叶片、高压涡轮叶片、低压涡轮叶片、低压涡轮导向器叶片，全部由精密铸造的单晶AN1合金加工而成;燃烧室为浮壁式结构，且选用了陶瓷基复合材料。M88首批机高温盘用Astrolly合金，生产型发动机高温盘将用法国制造的N-18粉末冶金合金;发动机的中央外壳采用复合材料;碳/碳复合材料和陶瓷材料将应用在发动机加力燃烧室和喷管的构件上。
EJ200：它是由英国、德国、意大利和西班牙四国合作设计研制的新的战斗机发动机，并将在90年代后半期服役。其涡轮前温度为1750K。EJ200发动机不仅采用了空气动力方面的先进技术，而且发动机许多部件使用了先进材料。风扇叶片采用了宽弦空心的钛合金叶片，无需可变弯度进口导流叶片，简化了发动机结构。低压压气机第二、三级和高压压气机均使用了整体式叶片和盘的结构，高压压气机转子采用了IMI834高温钛合金。发动机从前至后都用了重量轻、漏气少、维护简便的刷环式密封代替蓖齿式密封，发动机实际运转表明这些密封装置是极为成功的。燃烧室的冷却结构采用气膜加高温涂层。高压涡轮采用了先进的、重量轻的单晶工作叶片，而且两个涡轮盘都是用程控粉末冶金制造的;低压涡轮亦选用了单晶叶片和粉末冶金盘。喷管调节片准备用陶瓷复合材料取代金属。
与第三代战斗机发动机相比，第四代战斗机发动机的涵道比较小，为0.2～0.4；总增压比稍有提高，为26～35；涡轮进口温度为1850～2000K；3级风扇的增压比也有所增加，达到4.0左右；推重比明显增大，达到9.0～12.0；耗油率降低了8%～10%；可靠性提高了1倍；耐久性提高了2倍。第四代战斗机发动机的风扇为2～3级；高压压气机为5～6级；燃烧室多为短环形燃烧室；高压涡轮均为单级；低压涡轮为1～2级；加力燃烧室多为内外涵燃烧、结构一体化的短加力燃烧室；喷管采用多种形式，如采用二元推力矢量喷管、轴对称收敛扩散喷管、二元收敛扩散喷管等。
目前，第四代大推力军用涡轮风扇发动机只有一个型号实际装备部队，并且开始实现战斗力，它就是美国普惠公司80年代开始研制的先进战斗机发动机---        F119。下面笔者就对其具体设计进行分析。
1982年，美国空军提出拟用于90年代中后期的下一代“先进战术战斗机(ATF)”计划，与当时的F一15等第三代战斗机相比，ATF除要求有好的机动性外，还要突出有良好的敏捷性，高的隐身性，超声速巡航与短距起降能力等。相应地对用于ATF的发动机则要求推重比达到10. 0一级，中间推力要高，要采用矢量喷管等。当时有由洛克希德、波音和通用动力三公司联合提出的YF - 22方案与由诺斯罗普、麦道两公司联合提出的YF一23方案参与投标竟争。发动机方面则有美国普惠公司与GE公司为主，分别提出推重比为10. 0一级、推力为133.6kN的PW5000(XFI19) ,GE37(XF120)发动机参与竞争。       
XF119发动机零组件的生产始于1985年9月，第1台发动机FX601于1986年10月进行首次台架试车（作为对比，俄罗斯的首台具备四代大推力涡扇发动机性能的发动机117S预计今年5月才能出厂开始试车。俄罗斯比美国在四代航空动力研制上落后了20年！而我国四代大推力涡扇发动机则刚刚于2007年立项，预计2009年底或者2010年才能出厂第一台原型机开始地面试验）。为了飞机进行飞行评估，两公司又分别发展了用于飞行试验的发动机YF119,YF120.经过几年的开发研制，1990年6月、9月YF一23(装YF119,YF120),YF一22〔装YF119 , YF120 )相继首飞进行对比飞行验证评估。1991年4月23日美国空军宣布选中装普惠公司YF119的YF一22作为 ATF的机型。1991年8月YF一22进入“工程制造和发展”阶段。从此，飞机被命名为F-22，发动机被命名为F119。在ATF飞机研制过程中，飞机重量与阻力均增加较多，为此，要求发动机的推力相应提高近17% ,即最大推力(加力推力)要求为156kN。中间推力(不开加力时最大状态下的推力)为105 kN.  F119发动机采取了将XF119的风扇直径稍作增加以提高15%的风扇空气流量，来满足推力增大的要求.为此发动机的涵道比由0. 25增至0. 30。按美国军用标准MIL一SID一879,F119的第1种生产型发动机被命名为F119 - PW - 100。
在F119研制过程中，工业基础和预研工程再一次显示出强大的威力。在接到发动机推力需要增加15%这一要求后，F119的项目进展并没有大幅度受挫。普惠公司直接从以往的预研计划中拿出若干成果直接采用到F119上，在没有重新科研设计评估的情况下很快的满足了新的推力要求。而这样的事情如果发生在预研工作开展并不受重视的国家，这样的变故足以让发动机研制周期在增加5年以上。
XF119, YF119在进人EMD阶段前总共完成了3 000余小时的整机试车，到1998年6月共进行了8000余小时整机试车.当转入emd阶段时(1991年8月3日)，普惠公司获得研制9台F119试验发动机与33台飞行试验发动机的13. 75亿美元的EMD合同。按当时空军需要2000套以上的动力装置(包括备件)来计算，普惠公司将获得120亿美元的收人。1992年12月17日首台EMD阶段的F119发动机进行首次试车，1997年9月7日装F119一PW一l00的F-22战斗机进行了首飞，开始了长达数年的飞行试验计划。
F119发动机由3级风扇,6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。其加力推力155.7千牛，中间推力105.0千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温1850~1950K，最大直径1.13米，长度4.826米重量1360千克，推重比大于10.0（实际上，根据重量和加力推力指标计算，F119的推重比高达11.7左右，已经远远不是一台推比达到10一级的发动机了）。
与F119相竞争的YF120发动机为变循环发动机.在2级风扇后有一可调节的外涵出气环，在高压压气机中，第一级工作叶片做得较长成为风扇，称之为核心机传动的风扇.其后有流向外涵的出气环，在工作中始终是打开的，因此称主外涵出气环。在低工况时，两个外涵道均打开，使涵道比加大以获得低的耗油率;在大工况时，2级风扇后的可调节放气环关闭，发动机成为小涵道比涡轮风扇发动机，以增加单位推力。风扇到核心机间的压力匹配是通过装在加力嫩烧室前的可变面积涵道引射器( VABI)将外涵气流引向加力燃烧室来达到。VABI除对加力燃烧室隔热屏进行冷却外，还将外涵多余的气流引射到尾喷管喉道前的排气气流中，以加大推力。可以看出，YF120的风扇、压气机均比F119少1级，且高低压涡轮间无导向叶片，因此YF120比F119少5排叶片。
总体结构设计:F119总体结构设计中，与普惠公司以往的发动机相比，有两个突出的变化，其一是高压转子支承方式改用了GE公司惯用的形式，其二是高压涡轮采用了单级。普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的民用发动机(JT9D, PW2037和PW 4000)及军用发动机(F100)中，高压转子均采用1一1一0支承方式，即高压压气机前为滚珠轴承，后支点设在高压涡轮前，即高压涡轮是悬臂支承的.该轴承的负荷是通过燃烧室机匣传出的。这种设计不仅使发动机承力框架数多，而且高压涡轮由于要装轴承使轴径小、且涡轮盘是悬臂支承的。给转子动力学设计带来困难，GE公司的发动机(军用的有F101,F110,F404},民用的有CFM56)中，高压转子则采用了1一0一1支承方式，即转子的后支点设在高压涡轮后，且采用了中介轴承，即该轴承的外环固定于高压转子上，内环固定于低压转子上。这种布局不仅可减少一个承力框架，而且高压涡轮轴轴径可做得很大，增加了转子刚性。它的缺点是中介轴承的润滑与封严较为复杂些。普惠在研制F119时，对高压转子的支承方案一改以往的做法，采用了GE公司在F110,F404中采用1-0-1且后支点用中介轴承的设计。
普惠公司在该公司最新的民用发动机PW8000。中也采用了1一0一1高压转子支承方式，这一设计变化，值得注意。高压涡轮的设计中，普惠公司在20世纪60年代后期开始研制的发动机，例如它的大型、民用发动机(JT9D, PW2037和PW 4000)以及军用发动机F100均采用了双级设计。这种设计，使每级涡轮的负荷小，涡轮效率要大些，但带来零件多，重量大的缺点。GE公司则在同时期研制的发动机(军用(F101,F110,F404)，民用(CFM56)中，均采用了单级高压涡轮（我国的三代航空发动机“太行”也 师承F110采取了类似设计）。虽然涡轮效率稍低，但收到了使发动机的结构简单，零件数少，重量轻等好处口在F119设计中，普惠公司也一改以往的做法，采用了单级高压涡轮的设计，这一改变也是为了提高推重比所必须采用的。
风扇（3级）：第1级风扇叶片采用宽弦、空心设计，与用于波音777的PW4084发动机采用的空心叶片结构相同，即叶片由叶盆、叶背两块型板经扩散连接法连接成一整叶片，在连接前，先将两板接合面处纵向地铣出几条梢道形成空腔，参见图7。这种空心叶片的空心度较罗•罗公司采用的带蜂窝芯的夹层结构小。用钛合金制的3级风扇转子均采用了整体叶盘结构(在YF一22进行验证飞行时所用的发动机YF119中，仅2,3级风扇采用了整体叶盘)。F119采用了线性摩擦焊的加工方法加工整体叶盘，罗罗公司近期也采用这种加工方法。
线性摩擦焊(Linear Friction Welding，IF W )是一种固态连接技术，类似于扩散连接。扩散连接是将两个需连接的零件的连接面紧紧靠住，在高温、高压下，两零件配合表面间形成了材料原子的相互转移，最终使两者紧密连接成一体。在这种连接中，由于相连接处的材料并未熔化。因而不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象。从结构上讲，连接处看不出“焊缝”来，且其强度与弹性均优于本体材料。线性摩擦焊与扩散连接不同处在于:在扩散连接中，连接的工件是在炉中加温使其达到高温的;而在线性摩擦焊中，工件的高温是通过两配合面间的相互高频振荡产生的。
在F119发动机中，为保证风扇机匣刚性均匀，保持较均匀的叶尖间隙，风扇机匣做成整环的，为此风扇转子做成可拆卸的，即2级盘前后均带鼓环，分别与1,3级盘连接。风扇进口处采用了可变弯度的进口导流叶片，其结构类似于F100。三级静子均采用了弯曲设计，这种叶片是利用普惠公司开发的NASTAR程序设计的，它可以大大缩小常规直静子叶片上下端的分离损失区。采用弯曲静子叶片后可提高风扇、压气机效率与喘振裕度。弯曲静子叶片也用于F119的高压压气机及民用的PW4084发动机中。
离压压气机（6级）：采用了高级压比设计，6级转子全采用整体叶盘结构。进口导叶与1,2级导叶是可调节的。前机匣采用了“Alloy C”阻燃钛合金以降低重量口静叶也采用了弯曲的静叶。为增加高压压气机出口处机(该处直径最小，形成了缩腰)的纵向刚性，燃烧室机匣前伸到压气机的3级处，使压气机后机匣具有双层结构，外层传递负荷，内层仅作为气流的包容环，这种结构在大型、高涵道比涡轮风扇发动机中得到广泛采用。
燃烧室(短环形)：火焰筒为双层浮壁式，外层为整体环形壳体，在壳体与燃气接触的壁面上铆焊有薄板，薄板与壳体间留有一定的缝隙，使冷却两者的空气由缝中流过。为了使薄板在工作中能在圈周与长度上自由膨胀，薄板在圆周与长度上均切成一段段的，形成多片瓦块状的薄板，因此这种火焰筒又可称为瓦块式火焰筒。采用浮壁式火焰筒可改善火焰筒的工作条件，不仅可提高火焰筒的寿命.与燃气接触的瓦片烧坏后还可更换，而且还可使排气污染物减少口这种结构已在V2500.PW4084等民用发动机上采用。喷嘴采用了气动式喷嘴，它能改善燃油雾化质量提高燃烧完全度，减少排污，同时还能消除一般离心式喷嘴易生积炭的问题。
高低压涡轮(单级)：高压涡轮的工作叶片用普惠公司的第三代单晶材料制成，采用了先进的气膜冷却技术。涡轮盘采用了双重的热处理以适应外缘与轮心的不同要求，即外缘采用了提高损伤容限能力的处理，以适应榫槽可能出现的微裂纹;轮心部分则采用提高强度的热处理，这种在一个零件上采用两种要求不同的热处理，实属罕见。工作叶片叶尖喷涂有一层耐磨涂层(在F119上役有采用)，以减少性能的衰退率，这种措施在民用大型涡轮风扇发动机中应用较多。低压涡轮与高压涡轮转向相反。这种将高低压转子做成转向相反的设计，当飞机机动飞行时作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，因此可减少外传到飞机机身的力矩，可提高飞机的操纵性，这点对高机动性能战斗机特别重要;另外对装于两转子间的中介轴承，轴承内外环转向相反时，会大大降低保持架与滚子组合体相对内外环的转速，对轴承的工作有利。但增加了封严的难度。理论上，高低压涡轮反向转动时，可以不要低压涡轮导向器( YF120上即无〕.但F119上仍然采用了导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承)，这与F404 , M88发动机的结构类似。
加力燃烧室(分三区)：加力燃烧室筒体采用Alloy C阻燃钛合金以减轻重量.筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，在YF119上采用外部导管引冷却空气对筒体进行冷却，在F119上取消了外部导管。
尾喷管(二元收效一扩张矢量喷管)：喷管上下的收扩式调节片可单独控制喉道与出口面积，而且当上下调节片同时向上或向下摆动时，改变了排气流的方向，即改变推力的方向口发动机的推力能在飞机的俯仰方面士20°’内偏转，从+20°到一20°的行程中只需1s。推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制，用由煤油作介质的作动筒来操纵口调节片设计成可减小雷达散射截面积。为减少红外信号，对调节片进行了冷却。尾喷管也采用Allay C阻燃钦合金以减少重量。
燃油控制系统：燃油控制系统为第四代双余度全权限数字电子控制系统。每台发动机有两套调节器，每套调节器有二台计算机，以确保调节系统高的可靠性。
维修性：发动机在设计中特别加强了发动机的维修性，例如大部分附件包括燃油泵和控制系统均作为外场可换组件(LRU)，而所有的每个LRU拆换时间不超过20 min,所用的工具仅是11种标准手动工具，在外场维修时需进行拆装的紧固件不允许用保险丝、开口销，由于采用“B”型螺母，拧螺母时可不采用限扭扳手。孔探仪的座孔设计成无螺纹内置式的，所有导管、导线均用不同的颜色予以区分，滑油箱装有目视的油位指示器.连接件做成能快卸快装的设计。所有的附件、导线和管路均在发动机下部，每个外场可换组件均能直接达到。发动机设计成由第5百分位女姓(身高157 cm、体重45 kg)到第95百分位男性(身高188 crn、体重91 Kg}间的维修人员穿着防护服。手戴防护手套均能对装在飞机上的发动机进行日常的维护工作。
可靠性：F119在设计中遵循“采用经过验证的技术”的做法，以及整台发动机结构简单，零部件数目少。因此虽然它在性能方面较前一代发动机F100有较大提高，也采用了一些以前发动机中未采用的设计，但它的可靠性却比F100的要高。
F119的推力为159kN，是普惠公司第一种从设计开始就采用IPD的发动机，也是一种在性能、可靠性、维修性、成本和可生产性等多方面进行平衡后的设计。当然这也是通过采用高、新技术来达到的。为此共有100多个多功能小组参与工作，他们的工作内容包括了发动机所有的零件、部件及单元体。
普惠公司在发展F119的第2个战略措施就是’‘想用户之想”。即多方考虑使用方便的问题。美国空军有一项“兰2走访"(Blue TwoVisit,简称BTV)计划，就是派出由空军人员与供应商组成的许多小组到世界各处的美国空军基地进行面对面地调查了解，掌握发动机、飞机在使用中的第一手材料。FI19的工程负责人员、项目管理人员及主要设计工程师参与了“兰2走访”计划的外调小组，经过几年的奔波，获得了大量宝贵的实际使用中的素材，即现用的飞机系统中有哪些不好之处与哪些好的地方，从而在设计中予以考虑。例如，设计人员考虑了外场机务人员在穿戴防化服后对发动机(装在飞机上的)进行维护工作时的困难之处，从而设计了简单的外部管路布局的总体方案，并在全尺寸模型上通过了考验。
F119大量采用已被验证的先进技术，并作到成为一种多因素取得平衡的产品，通过在ATF原型机YF - 22 , YF一23上的飞行试验，证实了发动机的设计基本达到预期目的，在飞行中表明:F119具有使飞机超声速(M=1.45)巡航的能力;工作中油门移动速度不受限制且未出现过喘振;无空中停车事件;发射导弹时对发动机工作无影响;飞行中重新启动成功率为100%，证实了所有的培训、维修与支持系统均正常;能满足全部维修性的要求。
从F100到F119发动机的发展过程，可以归纳出下述结论:
①        广泛采取经过验证的高、新技术并考虑各方面因素而达到的一种平衡设计，是发动机发展的趋势。
②        重视以往设计、使用和维修等方面的经验，不断总结、归纳并运用到新研制的发动机中以及对现有发动机进行改进，也是提高发动机性能与可靠性的重要措施。
③        航空发动机研制观点(即指导思想)在四分之一世纪多的时间中经历了三种观点、两大转变的过程、即由单纯追求性能转变为可靠性、维修性与性能并重，继而转变为推行一体化制造与发展工程(或并行、同期工程)。同时，还特别重视外场使用、维护的经验.并在设计中予以考虑。
阳光总在风雨后
在总结经验和正视差距的基础上，我国开始了APTD航空推进技术验证计划。APTD计划是航空推进技术验证计划的简称，该计划是以提升航空发动机设计能力为宗旨，以技术验证为核心，以打基础、建体系为主线的一个航空发动机验证计划。
50多年来。我国航空发动机技术取得长足进步，但与国际先进水平相比仍有很大差距。表现在技术基础薄弱，自主创新能力不足，生产工艺水平落后，产品技术性能较低，可靠性问题十分突出。航空发动机落后，严重制约着航空装备和航空工业的发展。究其原因，技术基础薄弱、没有自己的发动机设计体系是关键原因之一。先进的设计体系是独立自主进行航空发动机研制必不可少的设计手段和工具，是无价之宝。是花大钱都买不来的。
国内外的实践证明．航空动力的发展离不开强大的工业基础和技术能力。为了保持在该领域的领先地位，美国从20世纪60年代开始．由军方和政府相继实施了十几个航空动力研究计划，促进了推重比为l0一级发动机和先进民用动力的研制和发展从1988年开始，由美国军方、政府和工业界联合组织实施了“高性能涡轮发动机综合技术”(IHPTET)计划。在该计划取得巨大成功的基础上。美国又从2006年开始实施IHPTET计划的后续计划“经济可承受的通用先进涡轮发动机”(VAATE)计划。这两个计划的共同特点是不针对具体发动机型号．而是注重于关键技术的研究和试验验证．为型号发展提供技术基础和直接的技术支持。相比之下．我国航空动力的基础研究工作经费投入太少．尤其缺少技术验证阶段。先期技术开发主要针对部件。没有核心机和验证机的内容。许多单项成果缺乏综合集成验证。难以向型号转移。APTD计划就是属于不针对特定型号的军民结合的航空推进技术验证项目。正好弥补了这些不足。该计划充分利用我国在预先研究和型号研制中所形成的软、硬件存量资源．对发动机总体、主要部件和各个系统的关键设计技术进行多轮的综合集成。并在部件和整机的真实环境条件下进行试验验证。这样不但可以基本建成拥有自主知识产权的先进航空发动机设计体系．为我国航空发动机技术和知识管理提供技术支持．逐步实现技术、知识和经验等信息的有效继承、积累和管理．避免不必要的低水平重复，也避免一代又一代新人都是从头开始。同时还可以建立我国的航空发动机数值仿真系统。推进航空发动机研制从“传统设计”向“预测设计”的转变。从而减少不必要的、不成熟的物理试验件的重复加工和试验。大幅度缩短产品研制周期。提高设计水平和质量，降低研制成本，完善技术服务。此外，通过APTD计划的实施可以形成几个具有重要应用前景的验证平台．这样既可直接为未来的型号研制提供技术支持，也为航空发动机长远可持续发展奠定坚实的技术基础．对提高发动机自主研发能力和科技创新能力，培养高科技创新人才都将发挥十分重要的作用。
“十五”期间APTD取得的成果有目共睹。不但已初步集成和建立了拥有自主知识产权、工程实用的先进航空发动机设计体系和数值仿真系统，为提高自主创新能力和航空动力的可持续发展发挥了重要作用．而且构建了几个整机和数控系统及大量关键部件的试验验证平台，为新技术在型号上的应用提供了试验验证的载体，为型号研制提供了有力的技术支持APTD计划还充分利用存量资源．进行了大量的整机和零部件试验，验证了各类关键设计技术几十项，填补多项国内技术空白。通过APTD计划的实施，集中了全行业的优势，发挥了行业内外的作用，促进了资源的优化配置和研究成果的共享，提升了航空动力行业的整体水平和竞争力。同时一批年轻、具有一定工程实践经验、高层次的航空发动机技术和管理人才迅速成长起来。
在“十一五”期间，通过APTD计划将基本形成我国自己的先进的航空发动机设计体系．形成几个有较高技术水平和重要工程应用前景的部件：提高整机验证平台水平；基本建立航空发动机整机和部件的数值仿真系统：进一步强化技术基础，提升研制能力，为航空发动机长远可持续发展提供技术支持。
参考文献：
[1][2]航空发动机核心机技术及发动机发展型谱研究（作者：周人治 ）
[3]第四代战斗机的动力装置 作者：郭琦 李兆庆 卢传义 中国燃气涡轮研究院
   未来战斗机发动机的发展 作者：陈金国
   战斗机发动机的研制现状和发展趋势（作者：林左鸣 中国航空工业第一集团公司）
[4]推重比10一级发动机的材料和工艺分析（作者：王文新 沈阳航空发动机研究所）
[5]国外发展风扇/压气机设计体系的一些经验和启示（作者：蒋浩兴 中国航空工业沈阳发动机设计研究所）
   国外风扇/压气机掠形叶片技术的发展（作者：梁春华 中国航空工业沈阳发动机设计研究所）
[6]高温升高热容燃烧室设计技术分析（作者：李继保　胡正义 中国燃气涡轮研究院）
[7]航空发动机涡轮用高温合金材料和加工工艺的发展史和现状
   铸造高温合金发展的回顾与展望（作者：陈荣章　王罗宝　李建华 北京航空材料研究院 中国人民大学）
[8]战斗机发动机的研制现状和发展趋势（作者：林左鸣 中国航空工业第一集团公司）
   《航空发动机结构设计分析》（作者：陈光 北京航空航天大学出版社）
   第四代战斗机的动力装置（作者：郭琦 李兆庆 卢传义 中国燃气涡轮研究院）
[9]中国航空发动机的研制（作者：天一）
[10]关于先进核心机研制的几点意见（作者：吴大观中国航空工业第一集团公司科技委）
[11]会议资料“APTD计划取得阶段性成果”