推重比15一级发动机关键技术及分析
航空发动机关键材料技术的发展现状与趋势
1、航空发动机关键材料技术的发展现状与趋势航空发动机是在高温、高压、高速旋转的恶劣环境条件下长期可靠工作的复杂热力机械，在各类武器装备中，航空发动机对材料和制造技术的依存度最为突出，航空发动机高转速、高温的苛刻使用条件和长寿命、高可靠性的工作要求，把对材料和制造技术的要求逼到了极限。
材料和工艺技术的发展促进了发动机更新换代，如：第一、二代发动机的主要结构件均为金属材料，第三代发动机开始应用复合材料及先进的工艺技术，第四代发动机广泛应用复合材料及先进的工艺技术，充分体现了一代新材料、一代新型发动机的特点。
在航空发动机研制过程中，设计是主导，材料是基础，制造是保障，试验是关键。
从总体上看，航空发动机部件正向着高温、高压比、高可靠性发展，航空发动机结构向着轻量化、整体化、复合化的方向发展，发动机性能的改进一半靠材料。
据预测，新材料、新工艺和新结构对推重比12~15一级发动机的贡献率将达到50%以上，从未来发展来看，甚至可占约2/3。
因此，先进的材料和制造技术保证了新材料构件及新型结构的实现，使发动机质量不断减轻，发动机的效率、使用寿命、稳定性和可靠性不断提高，可以说没有先进的材料和制造技术就没有更先进的航空发动机。
正是由于不断提高的航空发动机性能对发动机材料与制造技术提出了更高的要求，各航空发达国家都投入了大量人力、物力和财力，对航空发动机用的材料与制造技术进行全面、深入的研究，取得了丰硕的成果，满足了先进发动机的技术要求。
从国外航空发动机材料与制造技术的发展情况来看，加强材料与制造技术工程化研究是缩短发动机研制周期、减少应用风险、增加研制投入产出比最有效的途径之一。
因此从20世纪70年代至今，航空发达国家安排了一系列的发动机材料和制造技术工程化研究计划，规划了整个材料和制造技术领域的发展方向，为各种先进军、民用发动机提供了坚实的技术基础。
如美国综合高性能发动机技术(IHPTET)计划、下一代制造技术计划(NG-MTI)，美国空军复合材料经济可承受性计划(CAI)等（见表1)。
航空发动机基本信息及全权限数字电子控制(FADEC)技术
2008-07-10 21:45航空涡扇发动科普知识名词解析1）推重比：发动机推力与重量之比。
是反映发动机性能的最重要指标之一，发动机推重比越大，战斗机的机动能力越强。
2）空气流量：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。
3）单位耗油率：产生1牛顿或10牛顿或1千牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油每公斤单位质量，即公斤/牛顿·时（kg/N·h）、公斤/十牛顿·时（kg/daN·h）、公斤/千牛顿·时（kg/kN·h）、公斤/公斤力·时（kg/kg·h）。
4）涡轮前温度：燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。
提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。
5）总增压比：发动机进口和发动机出口的压力比，又称总压缩比，简称总压比，第三代发动机的增压比一般关于全权限数字电子控制（FADEC）技术关键词: 全权限数字电子控制自动控制系统航空发动机随着飞机、发动机的发展，发动机控制领域的研究成果层出不穷。
其中，飞机推进系统控制一体化技术、全权限数字电子控制（FADEC）技术等无疑都代表着当前发动机控制技术的先进水平。
由于FADEC有着众多的优点和发展潜力，许多国家都在研制。
并且随着新技术、新材料的应用，可靠性问题已得以解决，同时，成本也在不断降低。
一、发动机先进控制概念20世纪80年代，以美国NASA为首的多家研究机构通过详细评估鉴定出最值得发展的先进控制概念。
在筛选和排序工作中所选择的比较基础是装有先进涡扇发动机的第4代高性能军用战斗机（MHPF）和马赫数为2.4的高速民用运输机（HSCT）及其发动机；所采用的评估判据包括权衡因子和品质因素。
其中，权衡因子考虑不同尺寸、燃油及空气流量、效率等影响；品质因素包括起飞重量、耗油率、失速裕度、起动影响以及复杂性、风险、寿命期费用、诊断能力、解析余度等指标。
航空发动机设计及性能分析
航空发动机设计及性能分析导言航空发动机是航空器的核心部件，它影响着航空器的性能和安全。
航空发动机设计及性能分析是航空工业的重要领域之一。
本文将就航空发动机设计及性能分析这一话题进行阐述。
一、航空发动机的设计航空发动机的设计是指在航空发动机设计阶段，通过对发动机的结构、性能、工艺等方面的分析和研究，确定发动机的总体结构、关键参数，及各个组件的设计方案。
航空发动机设计的主要内容包括以下方面：1.总体设计航空发动机的总体设计应包括以下方面：（1）发动机的使用目标和使用场合（2）发动机的技术方案和基本结构（3）发动机的关键参数及范围根据使用场合和使用目标的不同，航空发动机的总体设计会有所不同。
例如，商业客机所使用的发动机与军用飞机所使用的发动机在设计上也存在很大差异。
2.热力学设计热力学设计是航空发动机设计中的重要内容之一。
热力学设计的主要任务是确定各个部件的热力学参数，如高压机的压比、低压涡轮机的膨胀比等。
通过热力学设计，可以确定航空发动机的基本技术方案。
3.气动设计气动设计是航空发动机设计中的一个重要部分，气动设计的主要任务是为了达到最佳燃烧增压比和最优化的效率选择最佳的叶片数量、活动触媒等部件。
4.结构设计结构设计是航空发动机设计中较为重要的一个环节。
结构设计的主要任务是设计出合理的格局结构、合理的强度结构、合理的减震结构，并保证在重载工作下的耐久性及可靠性。
二、航空发动机的性能分析航空发动机的性能分析可以评估其性能和优缺点，为优化设计方案提供理论支持。
航空发动机的性能分析通常包括以下几个方面：1.最大推力最大推力是航空发动机性能的重要指标之一。
最大推力是发动机所能输出的最大动力。
最大推力与发动机的尺寸、气流速度和应用范围有着密切的关系。
通常来说，航空发动机的最大推力越大，其使用范围就越广泛。
2.燃油消耗率燃油消耗率是指航空发动机在运行中每小时消耗的燃料量。
燃油消耗率越低，航空发动机的使用费用就会越低。
航空发动机研制的难点和目前中国的发动机技术浅谈
航空发动机研制的难点和目前中国的发动机技术浅谈来源：高文君。
BAXIA的日志航空发动机体现了一个国家的整体工业水平，因为航空发动机的制造要求非常高，工艺精度非常细，航空发动机的研制本身就有着风险大，技术高，研制周期偏长，花钱巨大的多种因素在内。
比如周期问题，为什么说它长，是因为研究的过程是非常复杂的，许多的设计理念都是靠专家们独自摸索的。
发动机不是一个逆向学就能搞懂的。
从设计样稿，到制造样机，在到实验，如果其中一个细节失败了就得重头来过，从新设计，在循环下去，直到各项指标均达到要求后才算结束。
这点俄罗斯方面都会有许多的困难，其主要还是资金问题，其他方面如设计技术等相对来说很少。
俄罗斯第五代发动机AF-41的3D效果图，俄国官方已经承认在研制过程中出现问题首先我们说下发动机的基本常识，发动机大致分为活塞式和螺旋桨。
这里包括柴油机，汽油机，和燃气涡轮机等，还有一种是冲压喷气式发动机，（这种发动机本身就有局限性，一般用在导弹和火箭上）由于字数问题前两者我们就不谈了，在这里我们主要说下燃气涡轮机。
燃气涡轮机的构成大体部件可分为五个：进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置。
其中压气机，燃烧室和涡轮是最主要的，如果这三个出现一点问题，那么整个发动机的研制就会失败。
燃气涡轮机里也分好多种，这里我们就提下涡轮风扇发动机，因为涡轮风扇发动机大多用在目前主力的二、三代战斗机中，是必不可少的关键。
我国在航空发动机的研究上大概有50多年，虽然研制时间较短，但我国也搞出了至少15种型号的发动机，这其中有买专利后研制的，也有仿制的，可以说，一直到现在我国的发动机也没有完全摆脱仿制的影子。
但这是不得已的，我国也曾经试着自己设计发动机，但都没得到很好的结果。
可以说走仿制的路子实是无奈之举。
从当时的情况来看我国航空发动机的研究严重落后于其他国家，虽然走了很多弯路，但现在我们着实有了实质性的进步，太行发动机的出现使我国成为世界上第四个能独立研制航空发动机的国家，虽然目前和俄罗斯的AL31F相比还略有差距，但也是一款很不错的航空发动机了。
涵道风扇推重比-概述说明以及解释
涵道风扇推重比-概述说明以及解释1.引言1.1 概述概述：涵道风扇是一种常见的风机类型，它通过将气体从一个较大的截面收缩到一个较小的截面来产生推力。
推重比是衡量涵道风扇性能的重要指标之一，它表示涵道风扇产生的推力与其本身重量的比值。
本文将探讨涵道风扇推重比的定义、影响因素以及在航空航天领域中的重要性。
通过分析推重比的相关理论和实际应用，我们可以更深入地了解涵道风扇的工作原理和性能表现，为今后的研究和发展提供参考和启示。
1.2文章结构1.2 文章结构本文将分为三个部分进行讨论。
首先，将介绍涵道风扇的基本原理，包括其工作原理和结构特点。
其次，将详细解释推重比的定义和意义，解释为什么推重比在涵道风扇设计中起着重要作用，以及如何计算和评估它。
最后，将探讨影响涵道风扇推重比的因素，从不同角度分析其影响，并提出一些建议和展望未来可能的发展方向。
通过以上结构安排，读者将可以全面了解涵道风扇推重比的相关知识，从而对其在工程设计和应用中的重要性有更深刻的认识。
1.3 目的本文的主要目的是探讨涵道风扇推重比在航空领域的重要性和影响因素。
涵道风扇是现代飞机发动机中的重要组件，其推重比直接影响飞机的性能和效率。
通过深入研究涵道风扇推重比的定义、原理及影响因素，可以帮助我们更好地了解这项技术，为未来的飞机设计和研发提供参考和指导。
同时，通过总结目前的研究成果，展望涵道风扇推重比的未来发展方向，可以为相关领域的研究者和设计师提供借鉴和启示。
最终的目的是促进涵道风扇推重比技术的进步，推动航空工业的发展。
2.正文2.1 涵道风扇的原理涵道风扇是一种根据贝劳尔原理工作的喷气推进设备。
其原理是通过加速气流来产生推力，实现飞机或其他航空器的推进。
涵道风扇由涵道管和内部涡轮组成。
当空气通过涵道管被加速，产生的动能被传递给涡轮，涡轮转动产生动力，推动飞机或其他飞行器前进。
涵道风扇比传统的喷气发动机更高效，因为它能够更有效地利用气流动能。
推重比15一级发动机关键技术及分析
多学科技术（ 比如材料 、 结构 、 气
动设计等 ） 共同提高才能实现。 为
此 ，世 界航 空大 国先后 制定 了新
由美国 Ｎ Ｓ Ａ Ａ发动机性能程 序 Ｎ Ｅ 和 ＷＡ Ｅ程序耦合计算 ＮＰ Ｔ
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收稿 日期 ： ０ ９ ０ — ７ ２ ０— ５ ０
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排气 系统设 计 研 究 。
Ａ ｓｒｃ：Ｔ ｅ如 ｔｃｎｌ ｉ ｏ ｅｅａ， ａ，ｃｍ ｒ ｓｒ ｏ ｕｔ ，ｔ ｂｎ， ｂｔ ｔ ｈ ａ 咖 ｅｈｏｏ ｅ ｆｒｇｎ ｒ ｆ ｇｓ ｌ ｎ ｏ ｐｅ ｏ，ｃｍｂｓ ｒ ｕ ｉ ｓ ｏ ｒ ｅ
士生导师， 主要从事航空发动机总体和 ａｅｂ ｒｅ ｎ ｏｚ ｆｔｒｏａ ｎｉｅｗｔ ｔｒｓ ｔ ｗ ｉ ｔ ａｉ ｕ ｏｌ ｅ １ ｅ ｆ ｒ．ｎｒ ｄｎｚｌ ｏ ｕｂｆｎ ｅｇ ｉ ｈｕｔｏ ｅ ｈ ｒｔ ｐ ｔ ｅ ｌ ５ｗ ｒ ｔ ａ ｅ ｎ ｈ ｇ ｏ ｖ ｏ ｆ ｅ
中国航空发动机简述
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。
科普文：比冲量、 推重比、核发动机
科普文：比冲量、推重比、核发动机“比冲量”(specific impulse)：“比冲量”是动力学家衡量火箭引擎效率的一种标准量，它是火箭产生的推力乘以工作时间再除以消耗掉的总燃料质量。
如果力和质量都用千克，比冲量的单位就是秒。
可以理解为火箭发动机利用一公斤燃料可以持续多少秒一直产生一公斤的推力。
比冲量越高，火箭的总动力越大，最终的速度越快，典型的固体火箭发动机的比冲量可以达到290秒，液体火箭主发动机的比冲量则是300至453秒。
推重比(thrust-to-weight ratio即T/W)：推进系统未必是产生推力越大越好，需要看该推进系统的重量。
推重比是发动机推力与发动机重量的比值。
说到未来的宇航动力，人们恐怕首先会想到核动力，我们目前化学燃料的火箭推力太小，所以每次发射必须寻找合适的发射窗口，以便利用行星的引力来加速，使得它们能真正飞往宇宙深处，到目前为止，人类发射的所有深空探测器没有一个不利用行星的引力。
这自然是个聪明的办法，但是毕竟只是无奈的变通方式，很消耗时间，而且受到的航线限制太多。
安装核动力的飞船和探测器由于推力强大，就不必利用行星的引力，更不必在航线的限制上操心过多。
核发动机核动力也是相当可行的一种方案，如果利用核裂变的方式，也就是我们地球上发电厂中的方式，我们完全可以在十年内制造出核裂变动力火箭。
如果采用核聚变的方式，则需要在受控核聚变方面取得进一步进展，但核聚变动力火箭将比现在的化学动力火箭轻得多，即使用比较慢的核能利用方式，也要比现代的化学动力火箭快一倍，它可以在3年内抵达土星，而不是现在的7年。
由于燃料能持续更久，去往土星后还能有足够的能量继续旅行15年。
而且，还有一种更直接的对核能的利用方式，可以获得强大的推动力将巨额的载重送往其他行星，只是那需要一种非常疯狂的方式。
对于核动力的利用方式有3种：1、利用核反应堆的热能2、直接利用来自反应堆的高能粒子3、利用核弹爆炸利用反应堆的热量是最简单也是最明显的方式，核动力航空母舰和核潜艇都是利用核裂变反应堆的动力来推动螺旋桨，只不过太空没有水或者空气这种介质，不能采用螺旋桨而必须利用喷气的方式。
国外推重比10一级军用发动机综述
推重比从 0.4 提高到 1.3 左右，耗油 来的国际第五代作战飞机提供不可
率下降约 50%。以 F -35 战机为例， 或缺的、前所未有的强大动力。
其发动机 F135、F136 是迄今为止为
战斗机研制的推重比 10 一级的推力
推重比 10 一级的军用
最大的发动机，其最大使用推力可达
航空发动机
187k N，其瞬时推力可达 222k N。其
力。而在研的同属第四代的轻型联 得了实质性进展，而常规涡扇发动机
合攻击战斗机（JSF）F-35，预计 2010 比变循环发动机简单、研制风险相对
年后将在陆海空三军中全面取代现 较小，为了不影响第四代重型战斗机
役的第三代战斗机。F -22 与 F -35 F-22 的研制进度而选择了 F119。
将形成“高低搭配”，成为美国新的主
目前，所有关于这些发动机的详
力战机。
细资料都是保密的。即使是已经开
始 生 产 的、用 于 F -22 飞 机 的 F119
F-35 的 F135、F136 发动机 发动机，也只知道属于“35k 磅级”，
F -35 项目是美国有史以来最大 意思是海平面最大推力在 155.6k N
的一笔军火合同，预算将达 2200 亿 （3.5 万磅力）范围内。F135 被归入
国别
欧洲四国 法国
俄国 俄国 的推力增长潜力。
生产型的发动机可能于 2012 ～ 2013 年投入使用。
发动机型号
EJ200
M88-2
AL-31F RD-33
E J200 在研制 阶段 虽 然 也引入了
在此项目中，罗 ·罗公司的份额
推重比
10
9.0
7.14 6.62 一些新技术，但在很
推重比15一级发动机关键技术及分析
大、小叶片是在叶片后背段 加上小叶片，以抑制气流分离，并 且可避免因增加全长叶片而引起 的堵塞、效率下降和质量增加。美 国 Allison 公司已经设计了军用带 大、小叶片转子的大斜流风扇，虽 然在某些方面稍有不足，但性能 有了很大改进[6]。 IHPTET 计划中 的大、小叶片转子设计方案如图 6 所示。
18000
涵道比
0.4 加力温度 /K 2144
压气机增压比 8.0 涡轮进口温度 /K 1921
压气机效率 /% 91.0 发动机总质量 /kg 1180
燃烧室效率 /% 98.0 直径 /mm
1219
高压涡轮效率 /%
90.5 总长 /mm
3606
图 1 计算的推重比 15 涡扇发动机 推力 - 马赫数关系
大转折角、大弯度的宽叶片 和低展弦比的设计，可以使涡轮 叶片承受较高的气动负荷，其气 流在较长的叶片通道中完成转 折，从而避免分离。英国和比利时 联合研制的对转涡轮的气流转折 角高达 130°[10]。
此外，涡轮前温度的提高也 对涡轮叶片材料提出了更高的要 求。国外高推重比发动机采用了 更耐高温的第 4 代单晶高温合金 涡轮叶片，如 EPM- 102，比第 2 代 单 晶 合 金 PWA1484 和 Rene N5 所能承受的温度约高出 42 ℃ 。 [11]
等离子物理气相沉积热障涂层研究
等离子物理气相沉积热障涂层研究郭洪波;魏亮亮;张宝鹏;高丽华;宫声凯;徐惠彬【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2015(000)022【总页数】6页(P26-31)【作者】郭洪波;魏亮亮;张宝鹏;高丽华;宫声凯;徐惠彬【作者单位】北京航空航天大学材料科学与工程学院;北京航空航天大学材料科学与工程学院;北京航空航天大学材料科学与工程学院;北京航空航天大学材料科学与工程学院;北京航空航天大学材料科学与工程学院;北京航空航天大学材料科学与工程学院【正文语种】中文航空发动机是飞机的“心脏”，是体现国家核心竞争力的重要标志。
高推重是航空发动机的永恒追求。
随着推重比的提高，发动机燃气室温度和压力不断提高。
以推重比10一级航空发动机为例，其涡轮前进口温度为 1600～1700℃，推重比12～15 一级航空发动机的涡轮前设计进口温度为1700～1800℃；而推重比15～20一级航空发动机的涡轮前设计进口温度更高，将达到1900℃以上。
涡轮前进口温度的大幅度提升无疑对发动机热端部件材料的高温服役性能提出了更高的要求。
高压涡轮叶片是航空发动机中承温最高、承载最为苛刻的核心部件，高温合金是现役和在研的发动机叶片唯一采用的高温结构材料。
目前代表高温合金最高水平的第五代单晶的使用温度不超过1150℃。
根据发动机的冷却能力，高推重比航空发动机高压涡轮叶片合金材料的单独使用已难以满足发动机的需求。
热障涂层（Thermal Barrier Coatings，TBCs）是先进航空发动机研制的关键科学技术。
TBCs是将耐高温、高隔热陶瓷材料涂覆在合金基体表面、以降低高温环境下合金表面温度的一种高温热防护技术。
TBCs在发动机叶片上的使用，可显著提高发动机的工作温度，从而提高发动机的工作效率和推力，同时可降低涡轮叶片合金工作温度，从而大幅度提高发动机寿命和可靠性。
研究表明，在涡轮叶片表面涂覆150～300μm厚的TBCs后，可以降低合金表面工作温度约50～150℃，这相当于近30年高温单晶基体提高温度的总和。
航空发动机的现状和发展
c
( 6) 寿命期费用降低 25 % - 30 %。 优化的发动机热力循环参数为 : 涵道比为 0 . 2 ~ 0 . 3 , 总增压比为 23~ 27 , 涡轮前温度为 1647 ~ 1757 。 推重比为 9- 10 发 动机采用 的新技术 主要 有: ( 1) 压气机 采用三 维非 定常 粘性 流计算 设 计 , 级压比提高到 1. 45~ 1. 50 。采用 3 级风扇和 5- 6 级高压压气机达到压比 24- 25 。小展弦比 叶片设计提高了强度和抗外物损伤能力。采用空 心叶片和整体叶盘减轻重量, 采用刷子封严, 减少 漏气, 提高效率;
( 2) 高涡轮进口温度, 军用型为 1400 左右, 民用型 > 1300 ; ( 3) 耗油率逐渐降低 , 如 F100 耗油率 为 0 . 7 kg / daN. h , 而 F100- 229 为 0 . 66kg /daN. h。加力 状态耗油率从 2 . 55kg / daN. h 降到 2. 0kg / daN. h 。 它的降低直接增加飞机航程或减少燃料储备, 从 而使飞机的直接使用费用明显降低 ; ( 4) 贯彻结构完整性设计 , 改善了可靠性和 耐久性。如改进后的 F100- P W - 220 发动机寿 命达到 4300 个循环, 空中停车率减少到 0 . 2次 / 1000飞行小时, 返厂率减少到 0 . 3 次 / 1000 飞行 小时; ( 5) 部件采用了许多先进技术 , 如高压涡轮 叶片、 导向叶片采用复合冷却单晶材料, 双层气膜 冷却滚压成型燃烧室 , F 100- 229 采用了浮壁燃 烧室; 采用数字电子控制系统 ( FADEC) 。
航空发动机关键制造技术现状及趋势分析
航空发动机关键制造技术现状及趋势分析摘要：现时期，我国的航空发动机关键技术正趋于智能化、集成化、虚拟化、柔性化、网络化和自动化方向发展。
航空发动机是飞机系统中较重要的功能性构件，这种构件的制造技术对于整体飞机的性能提高具有非常重要的促进性作用。
为此结合这一情况，本文重点对航空发动机关键制造技术的现状及发展趋势进行了详细的分析，首先对航空发动机关键制造技术现状进行了详细的分析，之后在此基础上又对航空发动机关键制造技术的发展趋势进行了深入的探究，望通过对这些内容的分析可以为我国航空领域的发展提供一定的参考。
关键词：航空发动机；关键制造技术；现状；发展趋势伴随我国综合实力的不断增强，航空制造技术在最近几年也获得了较大的发展。
然而在现时期国际大环境下，其它各国的航空制造技术同样也在快速发展，如此使我国的航空发展压力越来越大。
在此形势下，我国对航空发动机制造技术重视度在逐渐提升。
航空发动机大多使用的是大涵道比涡扇发动机，这种类型的发动机基本采用的材料主要有钛合金、复合金和单晶合金等一些耐高温的轻质材料。
1.航空发动机关键制造技术现状1.1风扇叶片制造①钛合金风扇叶片。
大型宽弦空心风扇叶片基本都是由钛合金材料制作而成，具备空心、扭转大、无凸台、叶弦宽、叶身长等特点，长期以来都是航空发动机制造厂探究和发展的主要内容。
②复合材料风扇叶片。
在上个世纪的六十年代时期，CE认证公司（以下简称CE）便试着在TF39发动机上应用碳纤维强树脂复合材料，然而却并未顺利通过鸟撞这一试验。
之后还陆续的在QCSEE、F103等类型的飞机上进行试用。
一直到上个世纪的九十年代时，CE成功的研发出复合材料飞机风扇叶片，同时大量的投入生产，并同时大量的应用于CE90等机型的发动机上。
此类叶片应用的是高强轻质的碳纤维复合材料，如此很大程度降低叶片重量［1］。
叶片直径在不超过3.25的情况下，单片叶片重量一定要管控在15.8kg范围之内，这样能够有效实现降重增效的功能。
哈工大课程设计—发动机热力计算
H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书一、课程设计的目的和意义航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。
当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。
第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。
第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。
典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。
第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。
根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。
根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。
表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1推重比3～4涡轮前温度1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比5～6涡轮前温度1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2推重比7～8涡轮前温度1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比9～10涡轮前温度F-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421世纪初1850~2000K可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。
战机发动机
国外推重比10一级军用发动机综述发布时间：2009-9-15 17:24:42发动机是飞机的“心脏”，其重要性不言而喻。
飞行器的发展很大程度上依赖新概念推进系统的实现和改进。
20 世纪60 ～70 年代涡扇发动机的问世，使战斗机的飞行速度、航程和机动性出现了历史性飞跃。
过去几十年，发动机推重比从1～ 2 提高到8 ～10，使飞机的作战推重比从0.4 提高到1.3 左右，耗油率下降约50%。
以F -35 战机为例，其发动机F135、F136 是迄今为止为战斗机研制的推重比10 一级的推力最大的发动机，其最大使用推力可达187kN，其瞬时推力可达222kN。
其采用的航空涡扇发动机，从常规的涡扇发动机F135，到可以应用在各种飞行状态下、最佳热力循环性能和推力更大的F136 变循环发动机，更好地实现了轻型第四代飞机作战的需求。
预计21 世纪前20 年战斗机发动机的推重比有可能达到15 ～20，部件数量减少40%，重量减轻50%，耗油率及研制成本又将下降约30%，为未来的国际第五代作战飞机提供不可或缺的、前所未有的强大动力。
推重比10 一级的军用航空发动机纵观国际上战斗机的发展趋势，21 世纪前30 年，将是第四代战机纵横天下的时代。
作为一种更先进的武器飞行平台，其主要的性能特点有：持续超音速飞行的能力、非常规机动能力、短距起落能力和隐身能力；能进行超视距多目标全向攻击和精确打击。
多任务新型战术飞机F-22 在很大程度上可以代表世界战斗机发展的未来。
尽管在性能指标上尚有某些不确定性，但1997 年9 月7 日首飞成功的F -22，被公认为是具有上述全部特点的典型的第四代的战斗机。
由于F -22 飞机过于昂贵，其生产型出厂单价在1.8 亿美元左右（2001 年币值），连美国也无力大量装备。
2009 年初，奥巴马入主白宫后，否决了F-22 的继续生产，本在预料之中。
尽管这样，按原有的订单，F -22 的交付在2010 年左右仍然将会达到高峰。
航空发动机设计与动力学性能分析
航空发动机设计与动力学性能分析航空发动机是现代航空工程的核心组成部分，其设计与动力性能直接关系到航空器的飞行安全和经济性。
本文将从航空发动机设计的角度出发，深入探讨航空发动机的动力学性能，并分析其对航空器的影响。
一、航空发动机设计的基本原理航空发动机设计的核心原理是满足航空器的动力需求，并在保证安全和经济性的前提下尽可能降低重量和燃油消耗。
航空发动机主要由气压机、燃烧室和涡轮机组成。
气压机负责将空气压缩，以提供充足的气体动力；燃烧室将燃油燃烧产生高温高压气体；涡轮机则从高温高压气体中提取能量，驱动气压机和辅助设备。
发动机的设计必须兼顾这三个组成部分的协调工作，以达到最佳的性能。
二、航空发动机的动力学性能参数航空发动机的动力学性能参数是评价发动机性能的重要指标。
其中，最关键的参数包括推力、燃油效率和推重比。
推力是发动机提供的推进力，其大小直接决定航空器的起飞、爬升和巡航性能。
燃油效率指的是单位推力所需的燃料消耗量，它反映了发动机在给定推力下的工作效率。
推重比则是衡量发动机所提供推力与发动机自身重量的比值，决定了航空器的起飞性能和负载能力。
三、航空发动机设计中的优化技术为了提高航空发动机的性能，设计中引入了一系列优化技术。
首先，优化气压机的设计，提高压比和效率，以增加发动机的推力。
其次，采用先进燃烧室技术，降低燃料消耗和排放物的产生，提高燃油效率。
再次，通过优化涡轮机的叶片设计和材料选择，提高能量转化效率，降低发动机的重量和成本。
此外，还有一些辅助技术，如热交换器和冷却系统的优化设计，可进一步提高航空发动机的整体性能。
四、航空发动机的动力学性能对航空器的影响航空发动机的动力学性能对航空器的飞行性能和安全性有着重要影响。
首先，推力越大，航空器的起飞距离和爬升率越小，增加了航空器的运载能力和操作灵活性。
其次，燃油效率越高，航空器的航程越长，减少了燃料补给和环境污染。
最后，推重比越大，航空器的起飞性能越好，可适应更复杂的起降条件和应急情况。
飞机推重比计算公式
飞机推重比计算公式飞机推重比是指飞机排除燃料和货物的重量与飞机发动机推力的比值，它是评估飞机飞行性能以及选择合适发动机的关键指标之一。
以下是飞机推重比的计算公式和相关信息：1. 飞机推重比计算公式飞机推重比（Thrust-to-Weight Ratio，简称TWR）的计算公式如下：TWR = F / (m - mf)其中，TWR为飞机推重比，F为发动机最大推力，m为飞机起飞重量，mf为燃料重量。
2. 计算公式分析从公式可以看出，飞机推重比的大小与以下因素有关：（1）发动机最大推力，是飞机推力的基础，并且通常受到空气压力和油耗等限制。
（2）飞机起飞重量，包括空机重量和载荷重量，对飞机起飞和飞行的性能影响很大。
飞机起飞重量越大，TWR越小，需要更大的发动机来提供足够的推力。
（3）燃料重量，也会影响飞机推力的大小。
因为飞机在飞行途中需要消耗燃料，燃料的减少会导致飞机的质量减小，从而影响TWR的大小。
3. 飞机推重比的影响因素飞机推重比不仅与发动机、飞机起飞重量和燃料重量有关，还受到以下因素的影响：（1）气压高度。
随着海拔的升高，空气密度变小，而空气密度对飞机发动机的推力和飞机性能有重要影响。
（2）气温和湿度。
气温和湿度对飞机发动机的性能也有很大的影响。
温度较高和相对湿度较高的情况下，发动机的功率会降低。
（3）气流。
气流可以对飞机的飞行和性能产生影响，例如气流可以使得飞机的升力增加或减小，从而影响飞机推重比。
4. 飞机推重比的重要性飞机推重比是飞机性能和安全的重要指标之一。
一般来说，飞机推重比越大，意味着飞机具有更好的起飞、爬升和加速性能，也意味着飞机更能适应高海拔和低气压环境。
因此，TWR通常是选择合适发动机和评估飞机性能的重要标准之一。
5. 结语飞机推重比是评估飞机性能和选择合适发动机的重要指标之一。
它的大小取决于发动机最大推力、飞机起飞重量和燃料重量等因素。
在实际工程中，设计者需要合理选择发动机、优化飞机结构和降低飞机重量，来提高飞机推重比，从而提高飞机的性能和安全性。
航空发动机涡轮叶片精密成形技术分析
航空发动机涡轮叶片精密成形技术分析Key words : hollow turbine;blade;precision forming technologyiprecision casting1空心涡轮叶片精铸技术高性能航空燃气涡轮发动机是精密器件，在飞机当中具有非常重要的作用，是飞机的心脏，也是导致我国航空业发展停滞不前的瓶颈之一。
伴随当前飞机设计指标逐步提升，航空发动机也需要逐步向低油耗、高推重比、大推力的方向发展，让涡轮前进口温度提高是保证推动力的一个重要方式，预计在推重比15 —级的航空发动机当中，涡轮前温度可能在1830〜1930摄氏度之间，因此一定要重视加强涡轮叶片的耐高温能力。
为了将这一问题解决。
当前的涡轮叶片主要使用的是复合气膜冷却单晶空心涡轮叶片，因为该设计材料较为特殊, 而且结构非常复杂。
在制备空心涡轮叶片的过程中，使用的工艺主要为熔模精铸工艺，但是这一工艺，具有成品率低、要求精度差等问题，造成我国在空心涡轮叶片生产方而出现了很多问题。
通常而言当前的空心涡轮叶片精铸成品率只有10%,而90%的废品叶片主要出现的问题是形位尺寸超差，另外一些是结晶缺陷。
为了让空心涡轮叶片的制造成品率提高，有效的解决。
形控”和'性控”两个问题，需要重视控制尺寸的精度，并且在完成精铸之后提高复合材料的性能。
空心涡轮叶片制造难度大，而且工序非常复杂，具体如下，首先需要注意合理的对模具成型工艺进行应用，将空心涡轮叶片精铸所需要的陶瓷型芯设计出来。
该陶瓷型芯是空心结构的重要填充物，接着通过蜡模工艺在型芯外层进行涡轮叶片蜡模的制备，而后进行烧结、浇铸、脱模等一系列工序，将空心涡轮叶片粗坯制备完成。
在完成粗坯的条件下进行后续操作，直到制备完整个空心涡轮叶片。
在传统空心涡轮叶片制备的时候使用的主要为复合材料，这种材料是等轴晶组织。
这种组织在高温条件下很容易受到损坏，而影响整个叶片制备的成品率。
伴随当前材料技术快速发展，叶片所使用的复合材料逐步以单晶为主。
先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势
先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。
在第四代战斗机的动力装置推重比10发动机F119和EJ200上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。
目前，整体叶盘的制造方法主要有：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法；热等静压法等。
在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的SiC陶瓷基复合材料或抗氧化的C/C复合材料制造整体涡轮叶盘。
2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。
在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻70%。
目前正在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。
推重比15~20 高性能发动机，如美国XTX16/1A变循环发动机的核心机第3、4级压气机为整体叶环转子结构。
该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC金属基复合材料制造。
英、法、德研制了TiMMC叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。
3大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。
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收稿日期：2009- 05- 07
Key words: aeroengine; high thrust to weight ratio; design
1 引言
时代的进步对高性能飞行器 的需求越来越强烈，而在提高飞 机技术水平方面，研制高推重比 发动机是 1 个主要难题。推重比 是衡量发动机工作能力的综合指 标之一，提高发动机推重比需要 多 学 科 技 术（比 如 材 料 、结 构 、气 动设计等）共同提高才能实现。为 此，世界航空大国先后制定了新 技术开发和应用研究计划，像美 国国防部和 NASA“综合高性能涡 轮发动机技术”（IHPTET） 研究计 划 、英 国“ 先 进 核 心 发 动 机 技 术 ” （ACME）计划等，都将高推重比发
层损失，可以采用叶片弯曲技术或 前通过强制对流换热，使冷却空
附面层吸除技术。低压压气机末级 气尽可能多地吸收火焰筒基体的
静叶采用后掠倾斜叶片，还可以改 热量，比纯气膜冷却的效率更高。
善过渡段内的扩压流动，防止压气 所以，复合冷却浮动瓦块结构具
机喘振或者增加喘振裕度[7]。
有最佳的冷却效果和紧凑的结构
参数的明显变化；不仅要考虑高 温条件下化学平衡、不同的涡轮 冷却结构、组合控制规律等对总 体性能参数的影响，还必须实现 气动设计和几何、质量计算，以及 与飞机的耦合，这样才能实现气 动和几何结构相互约束下的发动 机参数优化。
由美国 NASA 发动机性能程 序 NNEP 和 WATE 程序耦合计算 得到的推重比 15 一级发动机性 能参数见表 1，其高度、速度特性 如图 1、2 所示 [3]。
图 6 IHP TET计划大、小叶片转子
2010 年 第 36 卷 第 1 期 Vo l.36 No .1 Fe b . 2010
为了进一步减轻质量，在设
为提高火焰筒耐高温能力，
计中，风扇、压气机可能采用整体 可 将 其 材 料 由 耐 热 合 金 改 为 陶
叶盘或鼓桶式无盘结构。R R 公 瓷基复合材料（CMC），如碳化硅
司的研究表明，采用整体叶盘结 纤维增强的 碳化硅基复 合材料
构，可使质量减轻 50%；而无盘结 火焰筒，在 1480℃的壁温下仍能
构因为取消了轮盘，整体叶环采 工作[6]。
用钛基复合材料制作，其质量将
加强热保护，采用强制对流
会减轻 70%以上[6]。
和气膜组成的复合冷却等温度主
为了降低叶栅 2 次流或附面 动控制技术，可以在形成气膜以
（4）减 少 了 内 流 通 道 中 可 能 引发气动阻力的零件，可以减小 激波损失，并合理组织流动，充分 利用流过叶片的气体环量，增大 叶片的升力，从而获得更高的效 率。
对带导向叶片的涡扇发动 机，基于附面层迁移理论，除了将 其导向器叶片设计成弯曲的外， 还需将叶片反扭曲，以改善动叶 根部区的流动状况，降低动叶顶 部径向间隙漏气损失。P&W 公司 的低压涡轮即采用三维复合扭曲 导向叶片。
采用多级旋流和气动雾化技 术，以满足燃烧性能要求和扩大
时质量得到明显减轻。 其主要优点如下。
燃烧稳定工作范围；火焰筒头部
分 级 、分 区 供 油 ，并 组 织 燃 烧 ，可
保证燃烧室在高油气比范围内可
靠工作；研究强旋流或驻涡稳定
火焰筒技术，可解决高热容设计
中起动和火焰稳定问题。
图 8 典型无导叶对转涡轮
此外，为了与飞机系统能够 更好地协同工作，在发动机总体 设计中还必须考虑飞机 / 发动机
王占学等：推重比 15 一级发动机关键技术及分析
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一体化设计问题。
表 1 计算的推重比 15 涡扇发动机
性能指标
风扇增压比 3.6 低压涡轮效率 /% 91.5
风扇效率 /% 90.0 推力 /kg
关键词：航空发动机；高推重比；设计
Key Technologies and Analysis of Aeroengine with Thrust to Weight
Ratio up to Level of 15
WANG Zhan-xue1, LIU Zeng-wen1, CAI Yuan-hu1, LI Bin2
动机作为发展目标。 本文基于国内外发展高推重
比，特别是推重比 15 一级发动机 的技术需求，对可能采用的新思 想、新方法和新技术进行阐述和 分析。
2 总体设计技术
要实现发动机推重比 15 的 目 标 ，必 须 在 气 动 、结 构 、材 料 等 多方面采用新的设计思想和设 计方法。从总体性能分析的角度 看，目前处于第 2 层次的总体性 能分析计算模型必须做相应的 改 进 [1，2]，以适应高推重比发动机 中采用新技术带来的气动和几何
18000
涵道比
0.4 加力温度 /K 2144
压气机增压比 8.0 涡轮进口温度 /K 1921
压气机效率 /% 91.0 发动机总质量 /kg 1180
燃烧室效率 /% 98.0 直径 /mm
1219
高压涡轮效率 /%
90.5 总长 /mm
3606
图 1 计算的推重比 15 涡扇发动机 推力 - 马赫数关系
大、小叶片是在叶片后背段 加上小叶片，以抑制气流分离，并 且可避免因增加全长叶片而引起 的堵塞、效率下降和质量增加。美 国 Allison 公司已经设计了军用带 大、小叶片转子的大斜流风扇，虽 然在某些方面稍有不足，但性能 有了很大改进[6]。 IHPTET 计划中 的大、小叶片转子设计方案如图 6 所示。
（1）降低涡轮部件质量 [9]，简 化涡轮结构，材料利用更加充分， 部件寿命更长，同时可缩短了发 动机轴向长度。
（2）减少了冷气量，如同时采 用先进的传热冷却技术，可以允 许进一步提高涡轮前温度 T4*，从 而提高发动机推重比。
（3）高 、低 压 涡 轮 转 子 对 转 ， 抵消了由于单向旋转的转子作用 于飞机上产生的陀螺力矩，从而 提高飞机的机动性和可操纵性。
其风扇将由 3、4 级减少到 1、 2 级，平均级压比要大于 2.2；高压 压气机应由 5、6 级减为 3、4 级， 单级压比不小于 1.8；叶尖速度应
大于 500 m/s；为了保持压气机效 率应降低展弦比，采用更高的稠 度，减小转子进口轮毂比，采用掠 型及大、小叶片技术。
转子叶片采用低展弦比设 计，以达到更好的耐用性、更低的 成本、更好的抗失速能力和更少 的零件数；高稠度则是与高负荷 相联系的，可以起到降低扩散因 子的效果，便于降低气动负荷。
大转折角、大弯度的宽叶片 和低展弦比的设计，可以使涡轮 叶片承受较高的气动负荷，其气 流在较长的叶片通道中完成转 折，从而避免分离。英国和比利时 联合研制的对转涡轮的气流转折 角高达 130°[10]。
此外，涡轮前温度的提高也 对涡轮叶片材料提出了更高的要 求。国外高推重比发动机采用了 更耐高温的第 4 代单晶高温合金 涡轮叶片，如 EPM- 102，比第 2 代 单 晶 合 金 PWA1484 和 Rene N5 所能承受的温度约高出 42 ℃ 。 [11]
(1. School of Engine and Energy, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072,
China;2. Shenyang Aeroengine Research Institute, Shenyang 110015, China)
图 2 计算的推重比 15 涡扇发动机 燃油消耗量 - 马赫数关系
3 风扇和压气机设计技术
在发动机风扇和压气机设计 上，在保持高效率和足够失速裕 度的同时，要尽量实现用更少的 级数达到更高的压比。重点的研 究方向是高通流设计、弯掠叶片 和 大 、小 叶 片 设 计 [4]，要 以 全 三 维 定常流场数值模拟为主要内容的 计算流体力学（CFD）作为主要的 技术支持手段。
4 燃烧室设计技术
形式，可以明显地改善火焰筒壁 面的受力状况，大幅延长使用寿
提高涡轮前温度是先进发动 命，是燃烧室的主流发展方向（如
机发展的必然趋势，不同推重比 图 7 所示）。
发动机燃烧室技术水平的对比见
表 2。从表 2 中可以看出，推重比
15 一级发动机燃烧室进、出口温
度更高，温升更大，出口温度分布
王占学（1969），男，博士，教授，博 士生导师，主要从事航空发动机总体和 排气系统设计研究。
Abstract: The design technologies for general, fan, compressor, combustor, turbine, afterburner and nozzle of turbofan engine with thrust to weight ratio up to level of 15 were entirely illustrated and analyzed.
系数更好，并且相对质量有很大
的降低 [8]。
表 2 不同推重比发动机燃烧室技术比较
推重比
8
10
12
15
进口温度 /K ~800 ~850 ~900 ~1000
图 7 浮动壁火焰筒内环三 维结构
5 涡轮设计技术
出口温度 /K
油气比
相对释热率 /%
燃烧效率 出口温度分布 系数 相对质量 /%
~1650 ~1850
掠型叶片分为后掠 （如图 3 所示）和前掠（如图 4 所示）。后掠 叶片较易产生失速，强度和振动 没有很大的问题；前掠叶片不易 引起失速，但应力过高，容易发生 颤振。解决这一矛盾，可采用超塑 成形 / 扩散连接（SPF/ DB）空心宽 弦叶片（如图 5 所示），其中腔带 有桁条，质量轻，强度好。采用宽 弦 叶 片 可 降 低 发 动 机 耗 油 率 、提 高推力，并可加大风扇或压气级 的喘振裕度。
2010 年 第 36 卷 第 1 期 Vo l.36 No .1 Fe b . 2010