陳光/文
21世紀， 航空動力技術將出現革命性的變化。 據美國《2000年先進飛行器概念預測》， 在“綜合高性能發動機技術計畫”(IHPTET)和“先進通用可支付發動機計畫”（VAATE）的支持下，
巡航導彈具有洲際航程、隱身和超常規機動能力（用什麼樣的發動機？由前、後文看， 此種巡航導彈肯定是有一種新型發動機使其具有所述的性能）；
遠距增升、推力轉向、引射器和串列風扇等各種動力裝置的研究應用， 有可能使馬赫數2.0～2.5的超聲速短距起飛/垂直降落戰鬥機從受到破壞的跑道或艦船上起降。
圖11-1 推重比15～20的軍用渦扇發動機
同時， 超聲速燃燒、組合發動機、超微型發動機、新能源發動機等新概念動力的突破， 有可能研製出只有在神話中才出現的如鳥兒和蚊蠅一般大小的微型飛行器， 也有可能研製出馬赫數5～10的高超聲速飛行器及空天飛機，
21世紀的軍、民用航空動力的主要發展特點是：
（1） 超高速(馬赫數5～10)、超高空（高度30～50公里或更高）飛行能力；
（2） 無限航時， 無限航程能力；
（3） 推重比達到20～25或更高， 耗油率下降10～20%；
（4） 特種用途的超微型發動機；
（5） 可實現天地往返機動飛行。
這些性能指標要求對現有的航空技術水準而言幾乎是無法實現的， 但正如50年前， 噴氣發動機的出現輕易地突破了被認為用活塞發動機不可逾越的“聲障”一樣，
圖11-2、未來以燃氣渦輪發動機為動力的主要軍用飛機和導彈
9.1 燃氣渦輪發動機
在21世紀前半葉， 有旋轉部件的燃氣渦輪發動機仍將佔據軍民用航空動力的主要地位，
9.1.1 推重比15~20的軍用渦輪風扇發動機
.
預計2020年後能夠研製出推重比15～20的戰鬥機用渦扇發動機（圖11-1）。 這種發動機與現役的第3代推重比8.0一級發動機相比， 主要技術特點有：
風扇級數由目前技術水準的3級減為1～2級；壓氣機級數由9級減為3～4級， 轉子為鼓筒式無盤結構， 用鈦金屬基複合材料製成， 重量減輕70%；燃燒室火焰筒和高低壓渦輪採用金屬間化合物或難熔金屬， 渦輪前溫度達2200K(1927℃)；取消加力燃燒室；採用固定結構的氣動向量噴管；採用骨架式承力結構等。
以推重比15～20的發動機核心機及其所突破的關鍵技術為基礎， 可以研製出不同推力等級和迴圈參數的系列化發動機， 用於21世紀前半葉各種用途的軍用飛機和導彈（圖11-2）。
專家認為， 對於有旋轉部件的燃氣渦輪發動機而言， 由於結構和材料強度的限制， 推重比20已是其技術的極限， 要進一步提高推重比， 就必須發展新的設計概念和技術。
圖、F-119發動機
9.1.2超聲速短距起飛/垂直著陸戰鬥機動力裝置
現役的垂直/短距起落戰鬥機均為亞聲速戰鬥機，如英國著名的“鷂”式戰鬥機和美國海軍陸戰隊的AV-8B戰鬥機等。
經過多年研究，世界上第一種超聲速垂直/短距起落戰鬥機—美國的F-35聯合攻擊機(JSF)已經進入試飛階段，其使用的發動機有兩種，一是F-35的主動力—普·惠公司的F135發動機（見圖11-3）；
一個是F-35的備選動力—通用電氣與羅·羅公司聯合研製的F136-GE-600發動機。二者均為推重比10發動機改型而來，其中F135是利用F-22戰鬥機的F119改型的；F136-GE-600是F120發動機改型的。
它們都採用了主發動機加升力風扇和旋轉噴管的方案，以便互換。F135已在裝機試飛，F136計畫於2004年首飛，2011年交付生產型發動機投入使用。F-35戰鬥機及其發動機將成為21世紀初美國及其盟國的主力戰鬥機之一。
圖、F-135發動機
9.1.3 超高涵道比民用渦扇發動機
利用推重比15～20的軍用渦扇發動機核心機，配以大展弦比寬弦風扇、整體葉盤增壓級和多級高效低壓渦輪，可望研製出涵道比超過10的超高涵道比渦輪風扇發動機，形成新一代大型民用旅客機和運輸機的動力（圖11-4）。
與目前使用中的大涵道比民用渦扇發動機相比，除耗油率可望下降10～20%外，由於採用了軍民通用核心機，研製和生產成本也可大幅度下降。
同時，採用先進的高周疲勞壽命(HCF)控制和“主動健康管理”（AHM）技術，大大提高了使用壽命，發動機正常使用壽命可望達到或超過十萬小時，從而大幅度降低了使用維護成本。
圖、GE90
9.1.4 多核心機發動機
從第3章3.3節的說明可知，提高壓氣機的總增壓比可以提高發動機效率，降低耗油率。但對於常規渦扇發動機而言，隨著壓氣機增壓比的提高，壓氣機出口面積急劇減小，葉尖間隙與葉片高度之比相對增加，附面層影響、級間干擾和氣流洩漏相對增強，使壓氣機流動損失大大增加，嚴重地降低了壓縮部件的效率，並在低轉速下容易發生喘振，難以保證壓氣機的正常穩定工作。
當發動機總壓比接近或超過40時，上述問題尤其突出。20世紀90年代，美國、俄羅斯相繼提出了多核心機渦扇發動機概念（圖11-5），為解決上述問題提供了新的設計思路和方法。
多核心機發動機的設計原理類似於常規的三轉子渦扇發動機，所不同的是，其高壓部分是由多個（一般為4～8個）環繞發動機軸線均布的子核心機構成，子核心機軸線與發動機軸線平行，且為完全相同的單元體設計。
每個子核心機由高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、起動附件及位於高壓壓氣機進口的換熱器組成。
圖11-5 多核心機發動機示意圖
該發動機可以實現高總增壓比（從目前的40左右提高到100左右）、低耗油率（巡航耗油率降低17%左右）、高可靠性和維護性，是一種高效節能發動機的理想方案，有望應用於對經濟性和安全性有較高要求的民用發動機上。
圖、F-119發動機
9.1.2超聲速短距起飛/垂直著陸戰鬥機動力裝置
現役的垂直/短距起落戰鬥機均為亞聲速戰鬥機，如英國著名的“鷂”式戰鬥機和美國海軍陸戰隊的AV-8B戰鬥機等。
經過多年研究，世界上第一種超聲速垂直/短距起落戰鬥機—美國的F-35聯合攻擊機(JSF)已經進入試飛階段，其使用的發動機有兩種，一是F-35的主動力—普·惠公司的F135發動機（見圖11-3）；
一個是F-35的備選動力—通用電氣與羅·羅公司聯合研製的F136-GE-600發動機。二者均為推重比10發動機改型而來，其中F135是利用F-22戰鬥機的F119改型的；F136-GE-600是F120發動機改型的。
它們都採用了主發動機加升力風扇和旋轉噴管的方案，以便互換。F135已在裝機試飛，F136計畫於2004年首飛，2011年交付生產型發動機投入使用。F-35戰鬥機及其發動機將成為21世紀初美國及其盟國的主力戰鬥機之一。
圖、F-135發動機
9.1.3 超高涵道比民用渦扇發動機
利用推重比15～20的軍用渦扇發動機核心機，配以大展弦比寬弦風扇、整體葉盤增壓級和多級高效低壓渦輪，可望研製出涵道比超過10的超高涵道比渦輪風扇發動機，形成新一代大型民用旅客機和運輸機的動力（圖11-4）。
與目前使用中的大涵道比民用渦扇發動機相比，除耗油率可望下降10～20%外，由於採用了軍民通用核心機，研製和生產成本也可大幅度下降。
同時，採用先進的高周疲勞壽命(HCF)控制和“主動健康管理”（AHM）技術，大大提高了使用壽命，發動機正常使用壽命可望達到或超過十萬小時，從而大幅度降低了使用維護成本。
圖、GE90
9.1.4 多核心機發動機
從第3章3.3節的說明可知，提高壓氣機的總增壓比可以提高發動機效率，降低耗油率。但對於常規渦扇發動機而言，隨著壓氣機增壓比的提高，壓氣機出口面積急劇減小，葉尖間隙與葉片高度之比相對增加，附面層影響、級間干擾和氣流洩漏相對增強，使壓氣機流動損失大大增加，嚴重地降低了壓縮部件的效率，並在低轉速下容易發生喘振，難以保證壓氣機的正常穩定工作。
當發動機總壓比接近或超過40時，上述問題尤其突出。20世紀90年代，美國、俄羅斯相繼提出了多核心機渦扇發動機概念（圖11-5），為解決上述問題提供了新的設計思路和方法。
多核心機發動機的設計原理類似於常規的三轉子渦扇發動機，所不同的是，其高壓部分是由多個（一般為4～8個）環繞發動機軸線均布的子核心機構成，子核心機軸線與發動機軸線平行，且為完全相同的單元體設計。
每個子核心機由高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、起動附件及位於高壓壓氣機進口的換熱器組成。
圖11-5 多核心機發動機示意圖
該發動機可以實現高總增壓比（從目前的40左右提高到100左右）、低耗油率（巡航耗油率降低17%左右）、高可靠性和維護性，是一種高效節能發動機的理想方案，有望應用於對經濟性和安全性有較高要求的民用發動機上。