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发帖数: 466 | 1 航空涡扇发动机技术含量极高，被誉为“工业王冠”
随着中国航空工业的井喷式发展，近年来，每当有一款国产新型战机首飞，网友们最关
心的往往已不是飞机的性能，而是这款飞机是不是采用国产发动机。就目前来说，答案
往往是令人失望的，航空发动机为何那么难？中国人就造不出先进的航空发动机吗？
我们先认识一下现代的先进航空发动机，现代战斗机、军用运输机、民航干线客机等采
用的都是涡轮风扇发动机。简单来说，涡扇发动机有2个同心圆涵道，由风扇、压气机
、燃烧室、涡轮、喷管等5部分组成。其中压气机、燃烧室和涡轮又往往被合称为发动
机的核心机。战斗机用涡扇发动机，与运输机、民航客机的区别主要在于风扇，客机的
发动机一般采用大直径风扇，可降低耗油率；战斗机的发动机风扇直径一般较小，以进
行超音速飞行。
空气从涡扇发动机的进气口流入，经过压气机压缩后，在燃烧室与煤油混合燃烧，高温
高压燃气经由涡轮、喷管膨胀，最后高速从尾喷口喷出。涡扇发动机的推力一部分来自
喷出燃气所产生的反作用力；另一部分是涡轮驱动风扇，风扇旋转驱动空气，经由发动
机外涵道喷出的反作用力。
涡扇发动机与涡喷发动机
涡扇发动机为何那么难？想象一下，苏27的AL-31涡扇发动机最大加力推力是12.5吨，2
台AL-31可推动20多吨的苏27以超过2倍音速飞行。但AL-31的风扇直径不到900毫米，涡
轮直径不到300毫米；基本物理学原理，力是相互作用的，也就是说这么小尺寸的风扇
、涡轮反过来要时刻承受着12.5吨的力。形象一点说，大家应该都看过壮汉用喉咙顶着
钢枪推动汽车的表演，涡扇发动机也大概如此，只是壮汉推汽车是慢慢挪动，而涡扇发
动机要推动飞机以2倍音速飞行，各部件要承受住异常严酷的高温高压考验。
另外，一台用于超音速战机的涡扇发动机直径一般仅1米左右、长度4米左右。以AL-31
为例，这么小的一个圆筒状物体，要塞进4级风扇、9级压气机、2级涡轮、可收敛-扩张
喷管、燃烧室、加力燃烧室，还要在之间安排冷却空气通道，周围安装燃油控制系统等
的。所以，设计、制造一台高性能的涡扇发动机，可谓"螺蛳壳里做道场"，难度极大。
在世界范围内，掌握一流水平涡扇发动机制造技术的仅有英国罗·罗、美国普惠和通用
3家公司，俄法两国都属于二流，这是一个真正的垄断行业。
专业一点地描述，涡扇发动机要达到更大推力、更低的油耗，首要的是提高增压比、提
高热效率，涡轮前温度是衡量热效率的一个重要指标。例如，第三代苏27的AL-31发动
机的涡轮前温度是1665K，而第四代F-22的F-119发动机将这个指标提高到了1977K；AL-
31的涡轮前温度尚在普通钢材熔点之下，但F-119的已超出约200度。
F-119发动机让F-22能以1.7音速进行超音速巡航。
要在这样高的温度下正常工作，F-119的涡轮采用了第三代单晶空心叶片。具体什么是
单晶空心叶片，在此很难展开描述，只能说一片面积仅几平方厘米的叶片具有大量自由
曲面、复杂的内腔（用于进气冷却），还要控制合金晶体生产连续一致，这需要极高超
的精密铸造工艺。俄罗斯、中国至今尚未或是刚展开单晶空心涡轮叶片的工业化制造。
而发动机要提高推力与自身重量之比，还要将压气机和涡轮造得更轻巧。压气机和涡轮
的传统制造工艺是将叶片以榫头、榫槽锁紧的方式连接在叶盘上，但西方先进发动机已
开始采用整体叶盘。即用电子束焊接等方法将单晶空心精铸叶片固定在叶盘上，重量可
比传统工艺制造的降低30%。整体叶盘的制造工艺有10多种，但除了上述的美英3家航发
巨头，其它国家也还未能应用于批量生产。
涡扇发动机的风扇远离燃烧室，热负荷低，但它的气动效率也被继续精进。通用F-119
和罗·罗瑞达900发动机的风扇都采用了宽弦叶片，其加工方法是将钛合金毛坯用切削
方法加工成两半叶片，用真空扩散焊成一整体空心叶身，最后超塑成极为复杂的曲面。
这又是一种全新的加工工艺。
这么说，美军F-22A隐身战机所采用的F-119涡扇发动机为例，它的6级压气机、2级涡轮
全部采用带空心单晶叶片的整体叶盘，3级风扇则全部采用宽弦叶片，所以它的推重比
达到10，在迎风面积较小的情况下，最大加力推力超过15吨。所以，美军F-22A隐身战
机能以1.7倍音速进行超音速巡航；而中俄的四代机歼20、T-50只能暂时采用第三代涡
扇发动机，要等待第四代发动机研制成功，飞机才能真正完成研制。
风扇、压气机、涡轮这些都是与动力输出直接相关的部件，制造难度大理所当然，但涡
扇发动机的钛合金机匣也不是省油的灯。发动机筒内外壁上还有许多造型奇特的结构，
制造这些奇奇怪怪的构件就需要相对应的焊接技术，可以对一些超薄组件、造型独特的
构件进行焊接，英美航发三巨头都在焊接上下足了功夫。
很多网友对钛合金加工的感觉还是非常高科技，但为了进一步减重，西方第四代发动机
又开始使用了树脂基复合材料作为低温部件。比如F-119发动机的外涵道机匣、进气道
机匣等，耐热温度一般在300至350摄氏度左右，性能更加先进的树脂基复合材料耐温的
上限更高，可以突破400摄氏度大关。
压气机和涡轮的小小叶片还有引入冷却空气的内腔，令制造难度陡增
英国罗·罗公司发展的宽弦叶片，凯特王妃也要摆出造型以示鼓励
我国军事工业以苏联技术援助起家，擅长逆向仿制，在过去解决了多个领域的"有无"问
题，甚至有轻武器专家以"山寨之王"自居。对于很多一般装备，逆向仿制即便"不知其
所以然"，也至少做到"知其然"。
但涡扇发动机这个"工业王冠"，应用有各种新理论、新材料、新工艺，要做到"知其然"
都难，可以说是无法简单复制的。甚至，在没有操作手册的情况下，要将涡扇发动机正
确拆开都困难。例如，我们非常熟悉的CFM-56，其使用在波音737、空客A320这些主流
商业客机上，是世界上使用范围最广的涡轮风扇发动机之一，但是拆解CFM-56的难度仍
然很大，几平方厘米的叶片上分布着许多小孔，这些孔隙的作用是散热的，小孔的位置
设置极为讲究，是根据气路走向而定的……因此CFM-56的维护都是由专业公司来完成的。
即便是能制造出各种类型的发动机构件，但是在装配上仍然需要技术、工艺支撑，同一
生产线上制造出来的不同批次发动机都存在差别，推比相差甚至可以达到0.2。随着推
比达15以上的发动机开始研制，各种新材料被大量应用，发动机结构也越来越复杂，对
加工工艺要求也更高。你要仿制别人的新型发动机，所要花的时间可能比自己从零开始
研发还要多，而且仿制产品的性能还很可能不及原型机。
这方面我国是有惨痛教训的，例如"太行"涡扇发动机，其核心机就源于CFM-56，太行发
动机在05年完成设计定型，但8年过去了仍然问题不断，只用在双发的歼11战斗机上。
单发的歼10战斗机对发动机可靠性要求高，直到歼10B量产，歼10系列战机都只能采用
俄制AL-31FN发动机。
从科研体制来看，我国以前航空发动机的研发是跟随型号的，即要研制一款飞机，才会
去研发一款配套的发动机；飞机如果下马了，发动机也就随之下马了。但美英等发达国
家，发动机与飞机研发基本是分开的，发动机核心机的研发提前很多。例如，美国F-22
战机所用的F-119发动机属于第四代发动机，但美国的核心机技术已发展到第六代，用
于接替F-119的第五代发动机核心机也已制造出来。
研制涡扇发动机是非常困难，也正因为困难，才没任何捷径可走，必须完全自主研发，
而且要不惜巨资提前进行预研。近年，我国工业界也有所顿悟，开始投入重金独立研发
，但之前的差距太大，要追赶世界先进水平可能还要数十年的艰苦努力。
美国GE公司研制的第五代发动机核心机，将用在下一代战斗机上。
为什么俄罗斯的航空发动机寿命比不上美国
美苏（俄）的航空发动机制造理念不同。美国制造发动机，考虑了翻修期和寿命，因为
一台发动机能更长时间的使用，就说明飞机能更少的更换发动机，这样比较经济。可是
苏联根据卫国战争经验，发现坦克和飞机的实际战场寿命往往只有几十到一百多个小时
，然后就被摧毁了，所以苏联设计武器就以简单、便宜、容易大规模生产为原则。而二
战后苏联军队总是枕戈待旦准备打第三次世界大战，所以更认为航空发动机没有必要需
要长寿命和翻修期。在这种指导思想下，苏联制造的发动机翻修和寿命要比美国的短得
多。苏联解体以后，俄罗斯认识到了这种思想已经过时，所以也在改正。现在AL31的改
进型号的首翻期和总寿命已经比早期型号有所增加，但是因为基础设计问题，所以仍然
不及美国同类的发动机。
美国则由于有强大的工业基础，生产武器不计成本，精益求精，不怕最贵，但求最好，
所以美国有很多天价武器装备，而且都是做工精良，技术先进，使用寿命也很长。
前苏联航空发动机研制体系前苏联的航空发动机研制采用设计局-批量厂模式。解体前
，前苏联涌现出大量伟大的航空发动机设计师，其领导的设计局负责航空发动机的研制
工作。前苏联航空发动机设计局以及其最著名的作品：克里莫夫设计局（RD-33涡扇发
动机）、伊索托夫设计局（TV3-117涡轴发动机）、索洛维也夫设计局（D-30涡扇发动
机）、科列索夫设计局（RD-36涡喷发动机）、库兹涅佐夫设计局（NK-321涡扇发动机
）、留里卡设计局（AL-31F涡扇发动机）、图曼斯基设计局（P-29涡喷发动机）、伊夫
琴科设计局（AL-25涡扇发动机）。
其中研制了前苏联唯一一型第三代大推力加力涡扇发动机AL-31F的设计局就是留里卡设
计局，它也是今天俄罗斯“留里卡-土星”航空发动机联合体的前身之一。前苏联航空
发动机的生产单位是国有发动机批量厂，如：“土星”、“礼炮”、“进步”等。可以
看出，前苏联的航空发动机行业是一种“设计单位百花齐放、生产单位三强并立”的格
局。但是随着前苏联的解体，前苏联的航空发动机行业“百花凋零”进入“严冬”。
经过一系列改组和整合，俄罗斯航空发动机工业形成了现在“礼炮航空发动机联合体”
和“留里卡-土星航空发动机联合体”两强并立的局面。
俄罗斯航空发动机工业的整合
上世纪90年代前苏联解体之后，俄罗斯经济休克疗法失败，原来国有的航空发动机设计
局和批量厂纷纷被民营资本和国外资本收购。依然被国家控股的军工企业也无法依靠俄
罗斯政府和军方严重缩水的拨款生存。在很长一段时间里，俄罗斯航空发动机行业竞争
力非常低，行业的收益率从27%下降到7%，利润减少一半，航空发动机销售率下降了约
93%。
俄罗斯航空发动机的推力、寿命、耗油率、噪声水平和环保水平等主要指标都落后于世
界先进水平。原来国有的留里卡设计局和土星批量厂都被民营资本收购，成为私营企业
。而礼炮批量厂依然维持国家控股，但是由于俄罗斯政府财力严重不足，只能依赖国外
用户的资金生存。
为了挽救本国航空工业，并力图重塑昔日大国形象，普京上任之后于2007年8月签署了
《关于成立联邦国有独资企业燃气涡轮制造科研-生产中心“礼炮”》的1039号俄联邦
总统令，正式开始了俄罗斯航空发动机行业的一体化整合。俄罗斯航空发动机行业根据
政府的决定组建四个控股公司，其中两个负责研制生产战斗机使用的大推力涡轮风扇发
动机。
这两个公司是：在莫斯科机械制造生产企业“礼炮”的基础上成立的“礼炮航空发动机
联合体”；第二个公司是通过整合位于雷宾斯克的“土星”科研生产联合体、乌法的发
动机生产联合体和彼尔姆的航空发动机股份公司中的国家股份成立的控股公司“留里卡
-土星航空发动机联合体”。该重组计划仍在推进当中，现在已经形成了现在俄罗斯军
用大推力涡扇发动机研制 “两强争霸”的局面。
俄罗斯军推大推力涡扇发动机行业“两强争霸”的局面形成之后，两个航空发动机研制
巨头自然会按照各自的计划进行航空发动机研制，形成各自的发展脉络。
首先来看礼炮联合体，前面提到的礼炮联合体前身之一“礼炮发动机制造厂”就是闻名
遐迩的战斗机发动机AL-31F的批生产工厂。经过改组之后，礼炮正式成为俄罗斯政府控
股的国有航空发动机研制生产联合体。礼炮联合体利用向中国销售Al-31F和AL-31FN发
动机获得的资金对企业实行了大规模的技术改造，而且礼炮联合体与中国黎明发动机制
造厂计划成立合资公司。
现在该公司的发展重点就是“项目 99M”航空发动机研制计划，值得一提的是，虽然礼
炮联合体一直就是俄罗斯政府所有的企业，但是99M整个计划并没有获得俄罗斯政府的
资金。99M计划打算通过对于AL-31F发动机的四步改进，最终研制出真正的第五代航空
动力系统。但目前，只有99M1发动机装备了俄罗斯空军，后续的99M2/3/4型都还在研制
中。
已装备俄罗斯空军的99M1发动机
99M1发动机（AL-31F-M1发动机）是礼炮联合体在AL-31F发动机上进行小幅度优化改进
的结果。该机主要更换了新研制的四级风扇，风扇的第一级直径增加，流量相应提高，
压比和效率略有改善；改进了发动机的涡轮单元体，使燃烧室出口温度增加了25K；首
翻期从AL-31F发动机的300飞行小时增加到了750飞行小时，目标是将发动机延寿至首翻
期1000小时/总寿命2000小时；控制单元改为数字式KRD-99C；更换了新的启动机，使发
动机具备了3500米左右的高原启动性能。
高原启动性能也是99M系列发动机都具备的技术指标之一，而俄罗斯国土本身并没有
3500米的高原机场，因而引起了外界的遐想。有些媒体认为礼炮联合体之所以在没有本
国政府资金支持下能够进行庞大的航空发动机研制计划就是因为得到了“某些拥有高原
军用机场的国家”的支持，甚至有人认为99M系列发动机就是“国外订购人”投资研制
的产物。99M1发动机后被正式赋予“AL-31F发动机第42批次”的编号，开始国家试飞。
2002年12月国家试飞按计划结束，该型发动机加力推力达到13.5吨的加力推力，其他指
标与AL-31F发动机相比略有进步。
99M2/3/4发动机的改进计划
99M2发动机将改进的重点从第一阶段的风扇转移到了航空发动机的热端部件：燃烧室和
涡轮，服役编号暂定AL-31F-M2。AL-3lF-M2上采用的风扇在KND-924-4型风扇基础上改
进了叶型设计；将燃烧室改进成为短环型燃烧室并且采用了双层壁面设计，提高了燃烧
室本身的冷却能力；采用新的低压涡轮盘和三元流气动设计的单晶高温合金叶片；将发
动机控制系统更换为全权数字电子控制系统；该机尺寸和重量无变化，燃烧室出口温度
增加到1740K-1780K，起飞推力增大至14吨。经过这个步骤的改进后，AL-31F-M2基本具
备了上世纪80年代西方先进大推力涡扇发动机的基本要素，如短环燃烧室、单晶叶片、
全权数字电子控制系统，但是依然保留了较为复杂的四级风扇。
99M3发动机（AL-31F-M3发动机）将会是AL-31F发动机向五代动力跨越的关键型号，该
改型不仅加力推力接近了15吨，而且相比较AL-31F发动机，会进行结构上的大改。AL-
31F-M3发动机可以成为五代机试飞的过渡性动力而且用于改进现有三代战斗机可以大幅
度提高作战性能。AL-3lF-M3上采用了由三维气动技术全新设计的KND-924-3型三级风扇
，级数从AL-31F发动机的四级减为三级；所有级风扇均采用整体叶盘结构，提高了工艺
水准并且降低了重量；风扇叶片采用小展弦比(即宽弦)和叶尖前掠设计，取消了阻尼凸
肩，压比增加到了4.2；采用了新的燃烧室．改良了高压涡轮叶片材料从而在涡轮前温
度不变的情况下延长了寿命，起飞推力增大至14.5吨，大修周期进一步延长。礼炮的五
代动力系统就要以该改型为基础发展。
礼炮联合体的五代动力方案AL-31F-M4发动机将会在AL-31F-M3发动机基础上研制，加力
推力达到15吨左右。AL-31F-M4发动机将会采用三级风扇、六级压气机和单级高低压涡
轮的总体方案设计；继续修改KND-924-3型整体叶盘三级风扇，使风扇压比达到4.2的水
平；在发动机所有叶片上广泛应用三维有粘气动算法，修改压气机和涡轮设计，提高部
件压比和效率；改进涡轮单元体，使发动机循环参数达到1800K的水平；并安装三元矢
量喷管以实现俄罗斯五代战斗机的过失速超机动性。
俄罗斯最近装备的苏-35BM（在新闻中也经常称为“新苏35”）战斗机使用了“留里卡-
土星”联合体的117S发动机。根据该发动机联合体的宣传，“项目117”航空发动机研
制计划是承接前苏联五代动力AL-41F发动机计划的发动机研制系列工程。
AL-41F型加力式双涵道涡轮风扇发动机是由留里卡设计局在苏-27动力装置AL-31F和苏-
37动力装置AL-37F基础上研制发展的俄罗斯第五代发动机，该机加力推力达到了令人震
惊的17吨、循环参数1910K。该机研制计划进行到30%的时候就因为前苏联解体而中断，
后来留里卡设计局被土星合并成为“留里卡-土星”航空发动机联合体。因而“留里卡-
土星”联合体利用留里卡现有成果继续进行AL-41F发动机的研制显然是理所应当的。
“项目 117”计划分为两个步骤：第一步，利用AL-41F发动机的现有技术对AL-31F发动
机进行改进，研制出117S发动机；第二步，在117S发动机验证的五代机动力技术成熟之
后发展出真正的五代机动力“新AL-41F”发动机。现在留里卡-土星联合体完成了117S
发动机的研制，该机加力推力14吨/军用推力8.8吨，推比7.5。
所以，与留里卡-土星联合体宣传的不同，117S发动机其实就是类似AL-31F-M2发动机的
三代改进型动力，而性能不足以谈得上是五代动力的过渡型号。在117S发动机基础上，
土星计划用两到三年研制117A发动机（AL-41F1-A）也就是AL-41F型号重新开始研制后
的第一个正式型号，该机计划达到15吨的推力，不过目前由于经费不足依然处于停滞阶
段。然后再继续改进出真正的五代动力装置，加力推力16吨左右，目前也没有获得到资
金支持。
1974年11月，世界上第一个第三代大推力涡扇发动机，美国的F100-PW-100投入使用。
与美国F100-PW-100发动机相对应的前苏联AL-31发动机于1985年完成研制。考虑到AL-
31F发动机不仅完成研制时间晚了十年而且性能与F100-PW-100依然有一定差距，此时美
苏在航空动力领域方面的总体差距大概在15年左右。但是在前苏联解体之后，美俄在航
空发动机领域的差距逐渐增大。
以美国的F110发动机改进计划为例，F110-GE-134发动机在上世纪九十年代末就实现了
15吨的台架加力推力，而俄罗斯达到15吨加力推力的发动机至今还没有研制出来。而且
俄罗斯发动机在性能不足的情况下，在耐久性方面的差距更大，F110-GE-134发动机首
翻期达到了4300战术循环（大概2000飞行小时），其首翻期已经达到了AL-31F-M2发动
机总寿命的水平。美国在1986年完成研制的F100-PW-220发动机就装备了发动机全权数
字电子控制系统，而俄罗斯发动机从AL-31F-M2发动机才开始使用类似控制系统，并且
AL-31F-M2发动机现在还未投入使用。
当美国真正的四代动力（西方划代方法，相当于俄罗斯的五代动力）F119-PW-100于
2002年9月获得美国空军颁发的初始使用批准之时，其加力推力15.5吨/军推10吨、推重
比10.5和首翻期大于4000飞行小时的性能，已经足以对所有俄罗斯航空发动机形成质的
代差。
综合考虑美俄发动机在型号研制和技术实力方面的因素，两国在航空发动机研制领域的
差距可能已经增加到了20年以上。
俄罗斯近年来航空发动机研制有逐渐回暖的趋势，经过产业重组之后形成了“99M”和
“117”两个第五代航空发动机研制计划。但从目前礼炮联合体和留里卡-土星联合体的
发动机研制情况来看，差距与美国扩大至20年以上。已经基本研制成功的型号，无论是
99M1、还是117S发动机，都难以满足第五代战斗机T-50的全包线试飞要求，更不用说正
式装备。
所以，中国的五代机研制，已经不太可能借助于新型俄制发动机。而且中国在近20年来
，通过“秦岭”、“昆仑”、“太行”等发动机的研制，形成更接近于西方的航空发动
机技术体系，在下一代高推比涡扇发动机研制计划方面，更看不到仿制任何俄罗斯航空
发动机的迹象。中国如果确实有意引进117S发动机，可能更大的出发点是用于现有歼11
或歼10战斗机的生产或改装。
中国突破飞机进气道与发动机相容性技术
二战后期，德国首次采用涡轮喷气发动机替代活塞发动机作为其战斗机动力，从而开创
了航空技术发展的一个新时代。二战之后，美苏两大航空强国为了占领航空技术的高地
，投入大量的人力、财力进行高性能飞机和大推力发动机的研制，并遵循飞机和发动机
作为两个独立的部件单独设计研究的理念。
上世纪50年代中期，美国的F-102飞机在进行大速度机动飞行时，飞机头部产生强烈爆
音，进气道内部“嘟嘟”作响，发动机转速极不稳定、推力时大时小，为了避免重大飞
行事故的发生，飞行员最终放弃了预定的飞行计划。在之后几个架次的飞行中，间断性
地发生类似现象的飞行故障，而每次地面检查的结果都表明飞机和发动机正常。这个结
果让人大惑不解，经过研究人员的仔细分析、研究，终于找到这一故障的主要罪魁祸首
，即飞机进气道与发动机之间的匹配性问题。至此，飞机进气道与发动机相容性设计、
验证开始作为关键环节纳入到飞机和发动机的研发体系中，并成为航空业者重点研究的
内容之一。
日前，据陆媒披露，中国已先后成功进行不同畸变条件下的进气道与发动机稳定性地面
试验和试飞验证，相关技术研究和设备研制水平已经达到了世界先进水平。
揭秘飞机进气道与发动机相容性问题
现代飞机上配装的涡轮风扇发动机在运行时需要吸入大量的空气，其中部分提供给发动
机的燃烧室，用以和航空煤油进行混合燃烧，产生机械能来驱动发动机风扇高速旋转；
另外部分空气经发动机风扇叶片的高速旋转、压缩成高压气体从发动机尾喷口排出，给
飞机提供向前的推力，而飞机进气道正是这段为发动机提供空气的管道。在喷气式飞机
发展之初，设计者对飞机进气道并不重视，认为其仅是为发动机提供足够数量空气的管
道而已，很少对进气道内部流场特性进行研究和优化，加之当时飞机进气道气动构型简
单，且飞机本身追求高空、高速的飞行性能，对机动性要求也比较低，因此早期并未出
现由于进气道的原因导致飞行故障的发生。而随着飞机气动构型的复杂、机动性能的日
益提高，进气道出口流场品质对发动机工作影响的作用逐渐显现，并成为影响发动机工
作稳定性的主要因素之一。
所谓进气道出口流场品质，简而言之就是从进气道出来提供给发动机的空气在整个流道
截面上压力、温度以及气流方向等特性的均匀性，如果均匀性不佳，会导致发动机风扇
叶片振动，压缩效率降低，发动机整体推力减小，甚至造成发动机空中喘振停车等重大
飞行故障。因此，飞机进气道出口流场品质随着航空技术的发展逐渐引起了航空研究人
员的极大关注，并投入大量的人力、财力进行研究和技术攻关。
导致进气道出口流场品质问题逐渐凸显并日趋严重的原因有以下几个方面：首先，现代
先进战斗机为了达到较好的隐身和机身完美的气动性能，往往广泛采用无附面层隔道，
短“S”弯进气道，这种构型使得进气道流道长度缩短、曲率加大，进气道内部极易产
生气流分离，从而容易导致进气道出口的流场畸变，特别是旋流畸变；其次，新一代战
斗机往往追求大攻角、大侧滑角等高机动飞行性能，以增强其空中格斗和规避导弹打击
的能力，这种高机动的飞行也容易诱使进气道出口产生压力、温度等流场畸变；最后，
侧风、结冰气象条件以及飞机编队飞行、发射导弹、发动机反推力构型、弹射起飞等条
件也会使得进气道出口气流产生畸变。
当然，进气道与发动机相容性问题的根节不仅仅体现在进气道和飞机外部环境方面，发
动机自身的设计也是其中关键的因素之一。现代飞机配装的高性能涡轮风扇发动机往往
为了追求大推力和精确的适应性控制能力，发动机的燃油调节、放气防喘、气动调节等
控制系统较为复杂，如果在上述方面控制欠佳，会反过来影响到进气道的流场特性，也
会诱发进气道与发动机之间的匹配问题。
飞机进气道流场畸变与发动机工作稳定性
发动机由成千上万个零件组成，各个零件之间必须紧密配合，以空气为工质，重复进行
气体压缩、喷油加热、膨胀作功和放热的循环程序，通过该循环程序进行气体动能、燃
料热能及机械能之间的相互转换，并保持在发动机内部的气体流动、热力产生与传热、
机械力传动等方面的动平衡，可以说飞机发动机是迄今为止人类创造的最复杂的机械装
置。飞行中如果发动机任何环节出现问题甚至微小的波动，则可能会牵一发而动全身，
影响到整个发动机系统的稳定工作。
影响发动机工作稳定性的因素有多种，可分为发动机内部因素和外部因素两类。外部因
素主要为进气道出口流场畸变，导致发动机的风扇进口处产生局部进气攻角、压力及温
度的不均匀性而使风扇偏离原有的设计工作点，进而影响甚至打破发动机后续循环过程
中气、热、机械力之间的平衡性，影响发动机稳定性，使之出现喘振、叶片振动及涡轮
部件超温，甚至导致发动机空中停车，严重威胁着飞行安全。因此，进气道与发动机相
容性的研究必须贯彻到飞机和发动机的设计、后续试验及试飞鉴定等整个环节中。
航空界对于飞机进气道流场畸变的研究是一个不断发现、不断探索、不断解决问题的过
程。从20世纪50年代至今共经历了进气道出口流场压力畸变、温度畸变及旋流畸变等三
个阶段不同类型的研究，不同进气畸变对发动机工作稳定性影响的机理、研究和试验的
方法以及对发动机的影响程度是不同的。
试飞是评定进气道与发动机相容性最权威的环节
随着飞机进气道与发动机相容性问题的日益严重，飞机和发动机设计单位都对此问题日
益关注，并进行了大量的研究工作。通常情况下，在飞机和发动机设计环节，飞机设计
单位对设计的进气道进行数值仿真计算和缩比模型下的风洞吹风试验，以分析和评定进
气道性能和特性，并将此结果提供给发动机设计单位。发动机设计单位再根据结果，在
地面台架条件下用畸变插板模拟进气道畸变特性，通过试验来验证所配装发动机在进气
畸变条件下的工作稳定性。试验研究虽然获得进气道与发动机相容性的初步结果，但其
研究试验结果无法成为最终、最准确的结论。原因在于数值模拟、风洞试验和地面台架
条件下的进发匹配试验都始终无法全面模拟出真实飞行条件下的进气道畸变特性，更没
有进行全尺寸的飞机进气道和配装发动机在真实气象环境、飞行工况、发动机状态、使
用条件下进行匹配性试验和相关分析鉴定。
飞行试验是在真实飞行条件下进行的科学研究和产品检验，是航空产品研制和鉴定的必
须环节，尤其对于飞机进气道与发动机相容性科目来说，飞行试验是唯一、真实、全面
的验证和评定途径，也是考核飞机进气道与发动机相容性最准确、最权威的环节，之所
谓飞机进气道这双“鞋”适不适合发动机这双“脚”必须得“穿上走几步”。
中国飞机进气道与发动机相容性试飞技术与世界接轨
情报显示，中国的飞机进气道与发动机相容性技术研究始于上世纪70年代，其中，中航
工业试飞中心以飞机、发动机型号试飞为依托，进行了大量的相关研究和试飞鉴定工作
，为型号定型设计提供了宝贵的科研数据。早在上世纪80年代初，试飞中心结合某歼击
机型号试飞，首次进行了飞机进气道出口稳态压力畸变测量、强度计算以及在进气畸变
条件下发动机稳定性等试飞研究，取得了重要的研究成果。之后在1989年，在中国国内
首次采用人工风源，进行了某型飞机配装某型涡喷发动机的地面侧风试验，该试验分别
在不同风速、风向、发动机状态条件下考核该型飞机进气道性能、进气道出口流场品质
及其对发动机工作稳定性影响，为后续相关研究提供了技术支持。
“九五”期间，随着加力式涡轮风扇发动机的普遍使用、飞机性能的提高，飞机进气道
动态压力畸变、温度畸变对发动机工作稳定的影响日益严重。试飞中心进行了进气道动
态压力畸变的模拟、测量等研究工作，同时研制了进气道压力畸变插板模拟器、动态压
力测量耙，并首次在地面试车台上进行了动态压力畸变条件下发动机逼喘、退喘技术及
试验验证，为后续该项技术的试飞验证进行了技术储备。
“十五”期间，试飞中心进一步开展进气道压力畸变和温度畸变对发动机稳定性影响评
定方法的研究。利用在某型发动机飞行试验台试飞等手段，解决了发动机进口流场畸变
的可控性、涡轮风扇发动机的逼喘等关键试飞技术，并为进气畸变的数据处理提供了比
较完整的算法、数据处理软件和科学的试飞方法。“十一五”期间，针对大攻角、大侧
滑角飞行及紧凑的“S”弯进气道等造成的进气旋流畸变问题，试飞中心通过数值计算
、风洞试验逐步建立并验证了旋流模拟方法、测试方法、评定指标的有效性和可行性，
建立了适用于飞行试验的旋流评定体系；中国首次在地面试车台上利用某型涡喷发动机
进行了全尺寸量级的旋流模拟、测试及评定验证试验，取得了圆满成功。研究建立的旋
流模拟方法、测试方法及适用于飞行试验的评价体系可直接应用于新型号飞行试验。
试飞中心以型号试飞为依托，借助飞行试验这一特有手段，先后成功进行不同畸变条件
下的进气道与发动机稳定性地面试验和试飞验证，开展了发动机逼喘、退喘，旋流抑制
等方面技术研究，完成专业基础的对标一流研究，并制定了关键技术攻关谱。 |
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