涡喷发动机与涡扇发动机
涡喷发动机 在单个流道内,涡轮出口燃气直接在喷管中膨胀,使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力的发动机称涡喷发动机。
涡扇发动机 核心机出口燃气在低压涡轮中进一步膨胀做功,用于带动外涵风扇，使外涵气流的喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为高速喷流的动能。
涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。 现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Tr...全部
涡喷发动机 在单个流道内,涡轮出口燃气直接在喷管中膨胀,使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力的发动机称涡喷发动机。
涡扇发动机 核心机出口燃气在低压涡轮中进一步膨胀做功,用于带动外涵风扇，使外涵气流的喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为高速喷流的动能。
涡扇气流通道有两个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如F-22等军用飞机的的发动机：F-119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。
现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。
涡喷气流通道只有一个。高速的时候效率较高。
但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。
与涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。
这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道），燃烧后从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。
所以，涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和
[技术难点]
1、 高压比压气机设计技术（主要包括压气机三维设计技术、大小叶片设计技术、弯掠叶片设计技术、多级压气机级间匹配技术）；
2、高温升高热容低污染燃烧室设计技术（主要包括无污染燃烧室设计技术、浮壁燃烧室结构设计技术、带化学反应的非定常三维燃烧室设计技术、高效低阻火焰稳定器及喷嘴设计技术）；
3、发动机先进密封技术（主要包括刷式密封技术、光刻"指尖"封严技术、端面气膜封严技术）；
4、高温高负荷涡轮设计技术（主要包括强化传热设计技术、超冷/铸冷技术、可控涡设计、复合倾斜叶片设计技术、三维粘性非定常涡轮设计技术）；
5、先进发动机控制技术（主要包括全权数字电子控制技术、发动机智能控制技术、主动控制技术）。
[国外概况]
涡喷/涡扇发动机是军用战斗机/攻击机、轰炸机、教练机和民用客机的主要动力。半个多世纪以来，涡喷/涡扇发动机的性能提高很大。服役中的战斗机发动机推重比从2提高到7-8，正在研制中的达9-10，并即将投入使用。
民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过40000daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1。0kg/（daN·h）下降到0。55kg/（daN·h）。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，民用发动机为20000-30000 h。
根据美国在80年代初组织有关专家对2000年航空技术预测的结果，认为在气动热力学、耐高温轻重量材料和新结构设计以及控制技术方面已取得的和将要取得的巨大进步，为在保持已经达到的可靠性和耐久性水平上大幅度提高航空发动机性能提供了可靠的技术基础。
后来，美国空军发起综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划。空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到2003年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%-120%，耗油率下降30%-40%。
生产和维修成本降低35%-60%。 为了同美国竞争，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2000年后不久验证推重比20、耗油率低30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术，而AMET的目标是到2001年验证推重比15的技术，并在以后几年中提高到18。
1、现役军用涡喷/涡扇发动机 自1973年美国普·惠公司研制成功首台推重比8一级的F100发动机以来，相继又有美国通用电气公司的F404和F110、西欧三国联合研制的RB。199、法国的M53和原苏联的РД33和АЛ31-Ф投入使用。
它们已成为现役一线战斗机的主要动力装置。除法国的M53为单转子涡扇发动机且推重比只有6。2外，其余均为双转子或三转子涡扇发动机，推重比为7。0-8。0。随着发动机技术计划的持续实施并不断获得新技术成果。
这些新技术既可用来改进使用中的发动机，又可构成全新研制中的推重比9-10发动机的基础，并不断向更高的目标--推重比20发展。预计，推重比15-20一级的发动机将于2015-2020年期间研制成功，并将与第五代战斗机配套投入使用。
（1）现役发动机的改进改型 为了满足未来空军多用途战斗机（MRF）和海军攻击机以及原有F-15、F-16和F/A-18战斗机进一步改型的需要，对F100、F110和F404发动机正在实施提高推力和推重比的改型工作。
F100的改型为F100-PW-229A，已验证的推力高达16530daN，推重比9。5。 F110的改型为F110-GE-129EFE，已经验证的推力达16210daN，推重比为9。5。
F404推力增大Ⅲ型（后重新编号为F414-GE-400）。F414的推力为9680-10700daN，推重比为9。0-9。5。它的涡轮前温度将提高167K，空气流量增加10%，压气机和涡轮效率将提高2%。
采用的新技术有风扇和压气机整体叶盘结构、多斜孔冷却燃烧室、高功量高温涡轮、轴对称或二元矢量喷管和带光纤控制部件的先进全权数字电子控制（FADEC）等。其中许多技术是从通用电气公司的YF120发动机和综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中得来的。
F414的研制工作已经完成，将在2000年装在F-18E/F战斗机上投入使用。
（2）全新研制的推重比9-10涡喷/涡扇发动机 从80年代中期起，发达国家开始为第四代战斗机研制新一代的发动机。
但技术发展和验证以及系统要求的论证工作开始得更早。目前，第四代发动机已处于工程和制造研制阶段的后期，生产型发动机已交付试飞，在本世纪末或下世纪初投入使用。它们是美国普·惠公司的F119、英国等西欧四国联合研制的EJ200和法国的M88。
俄罗斯也有研制水平相当的AЛ-41中发动机的计划，但由于缺乏资金，进度会往后拖。
（3）21世纪战斗机用涡喷/涡扇发动机
A、推重比15-20的战斗机发动机方案 根据正在实施中的以IHPTET计划为代表的预研工作进展情况，预计在2015-2020年将有可能实现推重比15-20的战斗机用涡扇发动机，这种常规的中等压比战斗机发动机的构形与目前使用中的F100发动机相比，具有以下特点：
· 风扇 由3级减为1级，叶片带弯掠，且为空心结构。
· 压气机 由9级减为3级。转子为鼓筒式无盘结构，由钛基复合材料制成。与传统结构相比，可减轻重量达70%。
· 燃烧室 火焰筒材料由耐热合金改为陶瓷基复合材料。运用计算流体力学设计大大减小出口温度分布系数。
有可能实现变几何结构，实现出口温度场主动控制。
· 涡轮 高、低压涡轮均为单级，且为对转。在仍采用金属材料的条件下，整体叶盘结构可减重30%。最终涡轮前温度将高达2200K以上，此时将采用陶瓷基复合材料或碳-碳材料。
· 加力燃烧室 由于涡轮进口温度很高，即使以下限2200K计算，发动机单位推力也比F100高70%-80%，因而新发动机很可能不采用加力燃烧室。
· 尾喷管 将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管。
正在研究中的还有一种带中间冷却的偏置核心机方案，它适用于压比为50-70的不带加力作超音速巡航的战斗机发动机。
B、超音速垂直起落战斗机用涡喷/涡扇发动机 目前，世界上只有两种亚音速垂直起落战斗机在服役，一种是英国研制的"鹞"式战斗机，另一种是前苏联研制的雅克-38。
前者装一台有四个旋转喷管的"飞马"涡扇发动机，风扇出口气流由前面两喷管喷出，核心气流由后面两个喷管喷出。后者装一台推力为8000daN的АЛ-21不加力涡喷发动机，燃气通过可转向的喷管喷出，另有两台单台推力为3500daN的РД-36-35升力发动机提供升力。
自60年代以来，对于超音速垂直/短距起落战斗机动力装置的研究工作一直在进行之中，但规模较小。近来，随着美、英两国政府发布联合攻击战斗机（JSF）的概念验证招标书，先进短距起飞/垂直着陆飞机集中到洛克希德·马丁公司方案和波音公司方案。
这两家公司都选用普·惠公司的F119-PW-100的改型为主推进发动机。洛克希德·马丁公司的方案是主发动机通过轴系驱动置于座舱后的对转升力风扇，风扇升力为8000daN，其喷管可向后60°，向前20°，向左和向右各8°偏转。
主发动机喷管为轴对称转向喷管，用以提供附加升力。主发动机的风扇放气通向置于机翼的操纵喷管，在低速时进行横滚操纵。波音公司的方案是主发动机排气通过设在机身中部的两个可收放升力喷管产生升力。在前飞时，这两个喷管收起并关闭，前面还有一个通压气机排气的喷管，产生射流屏作配平控制和防止发动机排气进入进气道用。
主推进发动机装二元俯仰推力矢量喷管，在侧向有两个偏航控制喷管。机翼两侧还设有横滚操纵喷管。 通用电气公司的F120发动机被选为F119的替换发动机，其进度比F119晚1年半。如果进展顺利，预计JSF的批生产将于2008-2010年开始。
2、运输机用涡扇发动机 推进系统技术的进展是过去40年中亚音速运输机性能改进的主要因素。涡轮风扇发动机由于不断提高涡轮进口温度、总压比、涵道比，改进风扇和短舱性能，降低噪声和污染，改善可靠性，而成为世界民用运输机的最主要动力形式，运输机发动机的主要性能指标耗油率已降低60%。
（1）现役和研制中的涡扇发动机 由于运输机发动机的推力级很宽，下面将按20000daN以上，10000-20000daN和10000daN以下三类分别说明现役和研制中的发动机。
A、20000daN以上的发动机 自70年代初，第一代大涵道比涡扇发动机JT9D、CF6和RB211投入使用以来，开创了大型宽体喷气客机的新时代，其耗油率比第一代民用涡扇发动机降低20%。
其间，美国NASA实施了发动机部件改进（ECI）和节能发动机（EEE）计划，目标分别是降低耗油率5%和12%。在80年代初这些计划完成时，其成果用于发动机的改进改型和新型号研制，如普·惠公司研制PW4000以取代JT9D。
90年代初，为满足双发远程宽体客机B777的需要，普·惠公司、罗·罗公司和通用电气公司开始研制推力超过32000daN的PW8084、遄达800和GE90，前两种为改型，GE90为全新设计。
这三种发动机于1995年先后装在B777上投入使用。它们的技术特点有：采用高的循环参数，即涵道比、总增压比和涡轮前温度都较高；轻重量的宽弦无凸肩风扇叶片设计，其中GE90采用全复合材料；高效的全三维叶轮机气动设计技术；低污染的双环腔燃烧室；带主动间隙控制的高、中、低压涡轮；长寿命零件，如遄达发动机的冷端零件寿命达40000-70000h，热端达20000-40000h等。
B、10000-20000daN的发动机 在70年代初期和中期，CFM国际公司（CFMI）和国际航空发动机公司（IAE）为满足新一代130-150座级客机的需要，先后开始研制CFM56和V2500涡扇发动机，起始推力为11000daN，并先后于1979年和1988年取得适航证。
其后，通过不断改进改型，提高性能，扩大用途，推力提高到15000daN左右，可用于150-250座级的客机。此外，罗·罗公司和普·惠公司又分别研制RB211-535和PW2000系列发动机，于1983年和1984年投入使用。
它们的推力为16000-19000daN，主要用于B757客机。最近，普·惠公司开始研制PW8000齿轮传动涡扇发动机，推力为11000-16000daN，涵道比11，耗油率降低9%，使用费用和维修费用分别降低10%和30%。
它将为21世纪初的120-180座级飞机提供动力。
C、10000daN以下的发动机 这里主要介绍用于新一代100-130座级干线客机的动力装置。目前，宝马/罗·罗公司、CFM国际公司和普·惠公司正在研制6000-10000daN推力的BR715、CFM56-9和PW6000大涵道比涡扇发动机，预计可在本世纪末投入使用。
（2）21世纪的运输机发动机
A、亚音速运输机发动机 21世纪亚音速运输机发动机将向两个方向发展；一是采用超大涵道比循环，旨在提高推进效率；二是高循环参数核心机，旨在提高热效率。
预计与90年代中期发动机相比，到2005年投入使用的发动机将使油耗降低15-20%，飞机直接使用 涡喷/涡扇发动机是军用飞机和民用客机的主要动力装置，涡喷/涡扇发动机技术水平的提高对于提高军用飞机的作战效能，改善民用客机的性能都发挥重要作用。
[影响] 涡喷/涡扇发动机是军用飞机和民用客机的主要动力装置，涡喷/涡扇发动机技术水平的提高对于提高军用飞机的作战效能，改善民用客机的性能都发挥重要作用。
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