文/陳光
前蘇聯在研製、發展新型發動機中， 也採用了先研製出先進的核心機， 然後以它為基礎發展系列發動機的途徑。
例如，
試驗結果表明， 所設計的三轉子高涵道比渦輪風扇發動機在技術上是可行的， 可以在此基礎上研製大推力的三轉子渦輪風扇發動機。
西方的發動機研製公司一般是不將驗證機作為產品應用， 但伊伏琴柯設計局卻將該驗證機命名為D-36， 並作為雅克-42、安-72等中程旅客機的動力， 於1977年投入使用。
1979年伊伏琴柯設計局， 將D-36的核心機按比例放大設計了推力為230～294kN的三轉子高涵道比渦輪風扇發動機D-18T， 該發動機於1982年底安裝于安-124遠端運輸機原型機上進行飛行試驗， 1986年， 裝有4台D-18T發動機的、起飛總重超過美國C-5A的遠端重型運輸機安-124交付使用。
1977年伊伏琴柯設計局以D-36的核心機為基礎， 研製了用於當今世界上最重的米-26重型直升機， 功率為7457kW的雙轉子渦輪軸發動機D-136。
在吸取美國經驗的基礎上， 英國從1970年開始實施發動機驗證機計畫。 首先建立的是以阿杜爾發動機核心機為手段的高溫驗證裝置， 此後又實施了一系列由政府和羅羅公司共同出資的核心機和驗證機計畫。
在此計畫的基礎上， 成功地研製出RB199、RB211、RTM322等發動機。 目前， 正在通過實施先進核心軍用發動機第二階段（ACME-Ⅱ）計畫來發展推重比10一級發動機的關鍵技術。
由上述的美國通用電氣公司F101、F110、CFM56發動機發展途徑和前蘇聯伊伏琴柯設計局D-36、D-18T、D-136、D-236、D-336及D-436系列發動機發展進程可以看出， 研製高性能的核心機在研製新型發動機中的重要意義。
我國原航空工業部頒發的《航空發動機研究和發展管理暫行規定》中已明確“預先發展階段的主要工作是在模擬真實環境條件下進行全尺寸的先進部件、燃氣發生器和驗證機的試驗研究， 驗證部件性能和部件間的匹配， 以及結構的可靠性和耐久性”。 原國防科工委還組織制定了以核心機為基礎的《航空發動機發展系列》， 並將航空發動機核心機技術列為關鍵技術。
綜上所述， 核心機的研製可縮短發動機的研製週期， 降低成本， 提高可靠性。 這是因為航空燃氣渦輪發動機的主要難點和關鍵技術集中在高壓系統， 由於工藝複雜和材料昂貴， 高壓系統在研製成本和研製週期中所占比重較大。 高壓部分的葉片比較短小，
熱端部件（指與高溫燃氣接觸的零、元件， 如火焰筒、渦輪導向器葉片、渦輪工作葉片等）的壽命構成了整台發動機壽命的下邊界。 核心機的好壞， 既影響到發動機的性能， 也影響到整機的研製成本和週期。
在新發動機工程研製前， 開展核心機技術的預先研究， 攻下高溫、高壓、高氣動機械負荷三關， 不僅可解決高壓部件的性能匹配， 也可提前暴露結構完整性和耐久性設計中的薄弱環節， 對減少研製風險、縮短研製週期意義重大。 據國外估計， 提前開展核心機的研製， 可使新機種研製費降低60%左右。
8.4、國外核心機（燃氣發生器）研製的概況
20世紀60年代以來，美國在航空渦輪發動機中採取了預先研製燃氣發生器的方法，即針對將來研製的一系列發動機研製一種燃氣發生器，進行大量的試驗驗證和考核。
然後，再將風扇（低壓壓氣機）、低壓渦輪、加力燃燒室、尾噴口等部件選加上去，構成一台完整的發動機，由於這種方法象搭積木一樣，故也稱之為積木系列化方法。美國空軍航空推進實驗室于1959年向國防部提出燃氣發生器計畫。1965年該計畫正式命名為“先進渦輪發動機燃氣發生器計畫”，簡稱ATEGG計畫。
普·惠公司及通用電氣公司均有各自的先進渦輪發動機燃氣發生器計畫，例如前述的通用電氣公司的F101、F404、F110、CFM56等所採用的GE9燃氣發生器即是該公司先進渦輪發動機燃氣發生器計畫的第2代“先進渦輪發動機燃氣發生器”。目前該公司已發展了第5代“先進渦輪發動機燃氣發生器”。
英圍羅·羅公司20世紀七十年代以來研製的幾種新發動機也都是以一定的核心機為基礎發展起來的，如RB211-524及RB211-535發動機都是在RB211-22B的核心機前後加裝不同的中、低壓系統，以得到較RB211-22B大的推力或小的推力的發動機。
羅·羅公司又於上世紀90年代在RB211-524G/H（RB211系列發動機中性能最好的也是該系列的最後型號）的核心機基礎上發展了推力更大、經濟性得到改獸的“遄達”系列發動機。
“遄達”發動機的核心機與RB211-524G/H的相同，它由6級高壓壓氣機、環形燃燒室和1級高壓渦輪組成。該核心機繼承了RB211-524核心機的主要特點，在此基礎上採用新技術進行改進。如，用三維粘性方法修改葉型以提高效率，採用“瓦片”式火焰筒結構，在渦輪中採用複合傾斜技術等，使遄達發動機的性能又有提高。
RB211、“遄達”發動機是西方民用發動機中唯一採用三轉子的高涵道比渦扇發動機。三轉子結構使壓氣機和渦輪能更加接近它們各自的最佳轉速，因而可減少級數。
另外，發動機更緊湊，剛性好，性能保持好，相對重量比較輕。由於首台RB211於1972年投入使用後，已有數千台各型的RB211發動機用於多型旅客機上，積累了逾9千萬小時的工作考核和使用經驗。因此，充分吸收並利用了RB211系列發動機精華並採用了最新的先進技的“遄達”發動機，將三轉子發動機推上了新的高度。
羅·羅公司為支線客機研製的涵道比約為3.0的“泰”渦輪風扇發動機，就是利用了該公司用於“三叉戟” 客機的低涵道比（約0.64）“斯貝”渦輪風扇發動機的核心機，配上經過驗證的先進風扇技術發展而成的，因而研製週期短，經費省。
8.5、部件—核心機—驗證機—型號的研製途徑是世界各國普遍採用的方法
隨著航空發動機技術的不斷發展，發動機研製難度不斷提高，研製週期也逐漸加長，研製程式也相應更為複雜。
早期，每隔5～10年就出現一代新的發動機，從20世紀70年代的典型資料表明，新一代發動機從概念研究到投入使用約為10～15年，而20世紀90年代戰鬥機發動機如F119從概念研究到定型將要經歷25年以上。
縱觀以美國為代表的發達國家航空發動機研製的程式，大致可將定型以前的工作分為兩個大階段，前一階段為驗證階段，後一階段為工程研製階段。從近年的發展趨勢看，為了降低技術風險，驗證階段的重要性在提高。
原來的驗證階段只進行有限的性能試驗和結構分析，新的要求則要求進行充分的性能和結構試驗。原來驗證機只進行地面試驗驗證，從F119開始，驗證機要進行飛行試驗考核後，才允許進入工程研製階段。
我國在吸取國外成熟經驗的基礎上，結合國情，將發動機研究和發展程式分為研究、預先發展、型號發展和使用發展，並規定，燃氣發生器（核心機）和驗證機為型號發展提供成熟的技術基礎，以減少型號發展中的技術經濟風險，並使發動機的發展超前於飛機，以及時滿足飛機發展的需要，預先發展是型號發展前不可缺少的階段。
大量實踐證明，採用部件—核心機—驗證機—型號的研製途徑，確實能減少風險，縮短研製週期和降低壽命期費用，是世界各國普遍採用的行之有效的方法。
8.4、國外核心機（燃氣發生器）研製的概況
20世紀60年代以來，美國在航空渦輪發動機中採取了預先研製燃氣發生器的方法，即針對將來研製的一系列發動機研製一種燃氣發生器，進行大量的試驗驗證和考核。
然後，再將風扇（低壓壓氣機）、低壓渦輪、加力燃燒室、尾噴口等部件選加上去，構成一台完整的發動機，由於這種方法象搭積木一樣，故也稱之為積木系列化方法。美國空軍航空推進實驗室于1959年向國防部提出燃氣發生器計畫。1965年該計畫正式命名為“先進渦輪發動機燃氣發生器計畫”，簡稱ATEGG計畫。
普·惠公司及通用電氣公司均有各自的先進渦輪發動機燃氣發生器計畫，例如前述的通用電氣公司的F101、F404、F110、CFM56等所採用的GE9燃氣發生器即是該公司先進渦輪發動機燃氣發生器計畫的第2代“先進渦輪發動機燃氣發生器”。目前該公司已發展了第5代“先進渦輪發動機燃氣發生器”。
英圍羅·羅公司20世紀七十年代以來研製的幾種新發動機也都是以一定的核心機為基礎發展起來的，如RB211-524及RB211-535發動機都是在RB211-22B的核心機前後加裝不同的中、低壓系統，以得到較RB211-22B大的推力或小的推力的發動機。
羅·羅公司又於上世紀90年代在RB211-524G/H（RB211系列發動機中性能最好的也是該系列的最後型號）的核心機基礎上發展了推力更大、經濟性得到改獸的“遄達”系列發動機。
“遄達”發動機的核心機與RB211-524G/H的相同，它由6級高壓壓氣機、環形燃燒室和1級高壓渦輪組成。該核心機繼承了RB211-524核心機的主要特點，在此基礎上採用新技術進行改進。如，用三維粘性方法修改葉型以提高效率，採用“瓦片”式火焰筒結構，在渦輪中採用複合傾斜技術等，使遄達發動機的性能又有提高。
RB211、“遄達”發動機是西方民用發動機中唯一採用三轉子的高涵道比渦扇發動機。三轉子結構使壓氣機和渦輪能更加接近它們各自的最佳轉速，因而可減少級數。
另外，發動機更緊湊，剛性好，性能保持好，相對重量比較輕。由於首台RB211於1972年投入使用後，已有數千台各型的RB211發動機用於多型旅客機上，積累了逾9千萬小時的工作考核和使用經驗。因此，充分吸收並利用了RB211系列發動機精華並採用了最新的先進技的“遄達”發動機，將三轉子發動機推上了新的高度。
羅·羅公司為支線客機研製的涵道比約為3.0的“泰”渦輪風扇發動機，就是利用了該公司用於“三叉戟” 客機的低涵道比（約0.64）“斯貝”渦輪風扇發動機的核心機，配上經過驗證的先進風扇技術發展而成的，因而研製週期短，經費省。
8.5、部件—核心機—驗證機—型號的研製途徑是世界各國普遍採用的方法
隨著航空發動機技術的不斷發展，發動機研製難度不斷提高，研製週期也逐漸加長，研製程式也相應更為複雜。
早期，每隔5～10年就出現一代新的發動機，從20世紀70年代的典型資料表明，新一代發動機從概念研究到投入使用約為10～15年，而20世紀90年代戰鬥機發動機如F119從概念研究到定型將要經歷25年以上。
縱觀以美國為代表的發達國家航空發動機研製的程式，大致可將定型以前的工作分為兩個大階段，前一階段為驗證階段，後一階段為工程研製階段。從近年的發展趨勢看，為了降低技術風險，驗證階段的重要性在提高。
原來的驗證階段只進行有限的性能試驗和結構分析，新的要求則要求進行充分的性能和結構試驗。原來驗證機只進行地面試驗驗證，從F119開始，驗證機要進行飛行試驗考核後，才允許進入工程研製階段。
我國在吸取國外成熟經驗的基礎上，結合國情，將發動機研究和發展程式分為研究、預先發展、型號發展和使用發展，並規定，燃氣發生器（核心機）和驗證機為型號發展提供成熟的技術基礎，以減少型號發展中的技術經濟風險，並使發動機的發展超前於飛機，以及時滿足飛機發展的需要，預先發展是型號發展前不可缺少的階段。
大量實踐證明，採用部件—核心機—驗證機—型號的研製途徑，確實能減少風險，縮短研製週期和降低壽命期費用，是世界各國普遍採用的行之有效的方法。