軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)特征分析

劉 勤，周人治，王占學(xué)

(1.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西 西安 710072)

1 引言

自20世紀(jì)40年代初以來(lái)，戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)已研制發(fā)展了四代。40～50年代，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)得到了快速發(fā)展，但耗油率高。為改善其經(jīng)濟(jì)性，60年代，航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)代。在此基礎(chǔ)上，為實(shí)現(xiàn)高的氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)工藝水平和推力矢量技術(shù)等，80年代，航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入新一代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)代。20世紀(jì)末期，先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)提出了5S特性(隱身性、超聲速巡航、短距起降、超機(jī)動(dòng)性、高維修性)，自此航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入先進(jìn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)期。近年來(lái)，戰(zhàn)斗機(jī)正朝多用途、寬包線方向發(fā)展，這促使研究者提出了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)概念。變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)部件的幾何形狀、尺寸或位置來(lái)調(diào)節(jié)熱力循環(huán)參數(shù)(如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量、轉(zhuǎn)速和涵道比等)，將高、低涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)合二為一，使發(fā)動(dòng)機(jī)可同時(shí)具備大推力與低油耗特性，使得發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工作條件下都具有最佳的熱力循環(huán)，從而對(duì)飛行速度和高度有良好的適應(yīng)性。因此，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)受到各航空強(qiáng)國(guó)的重視，是目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要研究方向。

2007年，美國(guó)啟動(dòng)了VAATE計(jì)劃的一個(gè)子計(jì)劃——自適應(yīng)通用發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(ADVENT)計(jì)劃，開(kāi)始對(duì)第五代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)(重點(diǎn)是變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(VCE))技術(shù)進(jìn)行預(yù)研，目標(biāo)是在飛行包線內(nèi)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)核心段的流道幾何形狀和尺寸，以改變風(fēng)扇、核心機(jī)流量和壓比，從而優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)性能。2012年，美國(guó)空軍和國(guó)防部啟動(dòng)了ADVENT計(jì)劃的后續(xù)技術(shù)成熟項(xiàng)目——自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展(AETD)項(xiàng)目，重點(diǎn)研究三外涵技術(shù)，以滿足未來(lái)發(fā)動(dòng)機(jī)自適應(yīng)技術(shù)的要求。

2 軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)特征分析

2.1 第三代

第三代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，是目前世界發(fā)達(dá)國(guó)家現(xiàn)役主力戰(zhàn)斗機(jī)所裝備的發(fā)動(dòng)機(jī)，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、АL-31F 等[1～3]。其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為：3～4級(jí)風(fēng)扇和7～9級(jí)高壓壓氣機(jī)，葉片負(fù)荷較高，大多采用可調(diào)靜子葉片結(jié)構(gòu)；環(huán)形或短環(huán)形燃燒室，長(zhǎng)度較第二代發(fā)動(dòng)機(jī)的縮短了1/2，溫升提高；1～2級(jí)高壓渦輪和1～2級(jí)低壓渦輪，采用耐高溫高負(fù)荷設(shè)計(jì)，單級(jí)渦輪落壓比提高；采用復(fù)合氣冷空心結(jié)構(gòu)的定向凝固或單晶材料葉片，渦輪進(jìn)口溫度提高；加力燃燒室采用分區(qū)供油和先進(jìn)火焰穩(wěn)定器，長(zhǎng)度較第二代發(fā)動(dòng)機(jī)的縮短了約1/3，加力溫度提高；收斂擴(kuò)散型噴管；全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)(FADEC)。其性能特點(diǎn)是：推重比7.0～8.0，平均級(jí)增壓比1.3～1.4，總增壓比21～35，燃燒室溫升850～950 K，高壓渦輪單級(jí)落壓比可達(dá)3.5～4.2，渦輪進(jìn)口溫度1600～1750 K，加力溫度2000～2100 K。

2.2 第四代

第四代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，是為滿足先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)(如F-22)的超聲速巡航能力、良好隱身能力、高亞聲速和超聲速機(jī)動(dòng)能力、敏捷性、遠(yuǎn)航程和短距起落能力、高可靠性、易可維修性、強(qiáng)生存力、低全壽命期費(fèi)用而研制的。典型第四代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)(F119、F120、EJ200、F135、F136、АL-41F等)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為：風(fēng)扇2～3級(jí)；高壓壓氣機(jī)5～6級(jí)；燃燒室多為短環(huán)形燃燒室；高壓渦輪均為單級(jí)；低壓渦輪為1～2級(jí)；加力燃燒室多為內(nèi)外涵燃燒、結(jié)構(gòu)一體化的短加力燃燒室；噴管采用能實(shí)現(xiàn)短距起落和非常規(guī)機(jī)動(dòng)，同時(shí)有助于于減少紅外及雷達(dá)信號(hào)特征的結(jié)構(gòu)形式，如二元推力矢量噴管、軸對(duì)稱(chēng)收斂擴(kuò)散噴管等[4]。其性能特點(diǎn)為：推重比9.0～10.0，涵道比 0.2～0.4，總增壓比26～35，渦輪進(jìn)口溫度1800～2000 K，3級(jí)風(fēng)扇的增壓比可達(dá)4.5左右，耗油率降低了8%～10%，可靠性提高了1倍，耐久性提高了2倍?？傊?，第四代發(fā)動(dòng)機(jī)具有高推重比、小涵道比、高總壓比、高渦輪進(jìn)口溫度等特點(diǎn)。典型第四代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)對(duì)比如表1所示。

表1 典型第四代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)對(duì)比Table 1 Parameter comparison of the typical fourth generation military engines

第四代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)采用的新技術(shù)[5～7]：

(1)壓縮系統(tǒng)——采用非定常三維有粘氣動(dòng)設(shè)計(jì)，使平均級(jí)增壓比提高到1.45～1.50；采用進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)葉和彎掠葉片設(shè)計(jì)，提高了效率和喘振裕度；采用低、中等展弦比設(shè)計(jì)；采用空心寬弦葉片及整體葉盤(pán)設(shè)計(jì)，減輕重量；采用刷式封嚴(yán)，減少漏氣。

(2)燃燒系統(tǒng)——采用高紊流度強(qiáng)旋流、帶蒸發(fā)管的頭部回流、強(qiáng)旋流氣流加強(qiáng)混合等燃燒室頭部設(shè)計(jì)技術(shù)，獲得高的燃燒效率和均勻的出口溫度分布；采用氣動(dòng)霧化、空氣霧化等噴嘴，提高燃油霧化質(zhì)量；采用浮動(dòng)壁火焰筒設(shè)計(jì)；采用高燃油空氣比燃燒技術(shù)；采用對(duì)流加氣膜復(fù)合冷卻、多孔層板Lamilloy冷卻技術(shù)等。

(3)渦輪系統(tǒng)——采用非定常全三維有粘氣動(dòng)設(shè)計(jì)，提高渦輪的氣動(dòng)負(fù)荷；渦輪葉片采用單晶材料制成；高、低壓渦輪采用對(duì)轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)，減小飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的陀螺力矩；采用多通道強(qiáng)迫對(duì)流加氣膜冷卻、鑄冷加Lamilloy冷卻、超冷、內(nèi)部增強(qiáng)冷卻等技術(shù)，采用電子束物理氣相沉積的熱障涂層，提高渦輪冷卻效率。

(4)噴管系統(tǒng)——采用二元收擴(kuò)俯仰矢量噴管、軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管、收斂-擴(kuò)散全方位矢量噴管等設(shè)計(jì)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)短距離起落和非常規(guī)機(jī)動(dòng)，同時(shí)也有助于減少紅外和雷達(dá)信號(hào)特征。

(5)控制系統(tǒng)——采用第三代雙余度FADEC，進(jìn)一步提高可靠性，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)行故障診斷和處理，并根據(jù)飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)一體化確定發(fā)動(dòng)機(jī)最佳工作參數(shù)。

(6)新材料——外涵機(jī)匣均采用樹(shù)脂基復(fù)合材料；高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子前幾級(jí)采用鈦合金，后幾級(jí)采用高溫合金，靜子葉片選用高強(qiáng)度阻燃鈦合金或高強(qiáng)度鎳基高溫合金；燃燒室火焰筒主要采用鎳基高溫合金并涂覆陶瓷熱障涂層；渦輪轉(zhuǎn)子葉片采用第2代單晶鎳基高溫合金，并電子束氣相物理沉積熱障涂層；靜子葉片采用第2代單晶合金或陶瓷基復(fù)合材料，雙性能熱處理渦輪盤(pán)；加力燃燒室隔熱屏選用鎳基高溫合金，筒體采用鈦合金或高強(qiáng)度阻燃鈦合金Alloy C；噴管主調(diào)節(jié)片選用高溫合金。

2.3 第五代

第五代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)是目前正在研制的推重比12～15的小涵道比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。根據(jù)IHPTET計(jì)劃、VAATE計(jì)劃等的研究情況，預(yù)計(jì)將在2020年研制出可實(shí)現(xiàn)推重比12～15一級(jí)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。2012年10月，美國(guó)啟動(dòng)的AETD項(xiàng)目，主要瞄準(zhǔn)下一代渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，目的是驗(yàn)證能用于第五代戰(zhàn)斗機(jī)、未來(lái)轟炸機(jī)和其它戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)的低油耗發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，使之達(dá)到能進(jìn)入工程發(fā)展的水平，從而為下一代作戰(zhàn)飛機(jī)的研制做好準(zhǔn)備。

AETD項(xiàng)目重點(diǎn)研究三外涵技術(shù)(除傳統(tǒng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓核心機(jī)和低壓外涵道，還將在外圈增加可開(kāi)合的第三外涵)以滿足未來(lái)自適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的要求，目的是發(fā)展一種采用三外涵結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)并使其成熟。起飛時(shí)第三外涵關(guān)閉，減小涵道比并提高核心機(jī)流量以增加推力，巡航時(shí)第三外涵打開(kāi)，以增大涵道比并降低耗油率。

第三外涵氣流溫度較低，可用于冷氣及實(shí)現(xiàn)更好的熱管理，冷卻飛機(jī)系統(tǒng)熱沉的燃油及加力燃燒室和噴管的壁板。這種結(jié)構(gòu)還能降低飛機(jī)的阻力。進(jìn)氣道按飛機(jī)起飛時(shí)所需的最大進(jìn)氣量設(shè)計(jì)，但在飛機(jī)巡航時(shí)其進(jìn)氣量超出發(fā)動(dòng)機(jī)需求從而造成溢流。第三外涵能接受多余的空氣，從而減少溢流阻力，這部分額外的氣流還可用于填充飛機(jī)尾部的低壓區(qū)，達(dá)到降阻的效果。此外，第三外涵也可改進(jìn)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)，降低排氣溫度，減少紅外信號(hào)等。

2.3.1 結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

根據(jù)IHPTET、VAATE等研究計(jì)劃，預(yù)計(jì)第五代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)主要有[8～13]：

(1) 風(fēng)扇為2級(jí)，葉片為空心寬弦葉片，采用彎掠葉片、大小葉片設(shè)計(jì)，葉尖切線速度650～700 m/s，級(jí)增壓比2.2～2.5；整體葉環(huán)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉環(huán)采用碳化硅纖維增強(qiáng)的鈦基復(fù)合材料，風(fēng)扇機(jī)匣采用樹(shù)脂基復(fù)合材料。

(2) 壓氣機(jī)為3級(jí)，級(jí)增壓比2.0；3級(jí)轉(zhuǎn)子采用整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)，由碳化硅纖維增強(qiáng)的鈦基復(fù)合材料制成。

(3)采用旋流器陣列多點(diǎn)噴射燃燒室，帶雙旋流的空氣霧化噴嘴，多旋流器燃燒室頭部設(shè)計(jì)，多孔層板合金結(jié)構(gòu)冷卻，陶瓷纖維或碳纖維增強(qiáng)的陶瓷基復(fù)合材料燃燒室火焰筒結(jié)構(gòu)，溫度場(chǎng)主動(dòng)調(diào)控。

(4)高、低壓渦輪均為單級(jí)且對(duì)轉(zhuǎn)，渦輪葉片采用耐高溫合金或陶瓷基復(fù)合材料制成，采用鑄冷、超冷技術(shù)；渦輪轉(zhuǎn)子采用整體葉盤(pán)結(jié)構(gòu)；雙輻板渦輪盤(pán)采用陶瓷基復(fù)合材料制成；可調(diào)面積高壓渦輪導(dǎo)向器采用獨(dú)特凸輪驅(qū)動(dòng)蛤殼設(shè)計(jì)。

(5)采用旋流加力燃燒室，結(jié)構(gòu)一體化，更加緊湊；火焰筒筒體采用陶瓷基復(fù)合材料減輕質(zhì)量，使用第三涵氣流增強(qiáng)冷卻。

(6)360°全方位氣動(dòng)矢量噴管，隱身設(shè)計(jì)，采用陶瓷基復(fù)合材料或碳-碳基復(fù)合材料。

2.3.2 性能特點(diǎn)

根據(jù)以上結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，預(yù)計(jì)第五代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能特點(diǎn)為：總壓比可達(dá)40，涵道比0.10～0.35，渦輪進(jìn)口溫度2000～2250 K，推力超過(guò)200 kN，油耗比第四代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)下降25%。具體為：

(1)耗油率大幅降低。第五代發(fā)動(dòng)機(jī)具有更優(yōu)結(jié)構(gòu)、更高進(jìn)氣流量，能實(shí)現(xiàn)更低燃油消耗，改善發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)濟(jì)性，進(jìn)而增加飛機(jī)續(xù)航、待機(jī)時(shí)間；其推進(jìn)效率比目前最新的F135發(fā)動(dòng)機(jī)提高25%。

(2)推力性能提高。三外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)推力超過(guò)200 kN，軍用推力、加力推力分別比F135發(fā)動(dòng)機(jī)提高5%和10%[14]；可進(jìn)一步提高飛機(jī)飛行速度和高速?zèng)_刺能力，使第五代戰(zhàn)斗機(jī)在不開(kāi)加力條件下保持超聲速巡航飛行，并縮短飛機(jī)起降距離。

(3)質(zhì)量大幅減輕。第五代發(fā)動(dòng)機(jī)將采取大量新材料(樹(shù)脂基復(fù)合材料、單晶材料、纖維增強(qiáng)的鈦基復(fù)合材料、粉末冶金高溫合金材料、阻燃鈦合金材料、陶瓷基復(fù)合材料、碳-碳基復(fù)合材料等)，大大減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量。

(4)先進(jìn)技術(shù)增多。第五代發(fā)動(dòng)機(jī)將采用大量先進(jìn)技術(shù)來(lái)提高發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能，如：熱交換冷卻技術(shù)以降低發(fā)動(dòng)機(jī)高負(fù)荷部件的應(yīng)力和溫度；氣動(dòng)矢量噴管技術(shù)以提高飛機(jī)隱身性；變循環(huán)技術(shù)以改善發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能；自適應(yīng)技術(shù)以加強(qiáng)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)幾何部件間的聯(lián)系，減少調(diào)節(jié)變量，實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)調(diào)節(jié)變化。

3 未來(lái)軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展趨勢(shì)

根據(jù)第三、第四和第五代軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)特征，軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能發(fā)展趨勢(shì)見(jiàn)表2。

表2 軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能發(fā)展趨勢(shì)Table 2 Developing trend of military aero-engine performance

可見(jiàn)，航空推進(jìn)技術(shù)正呈現(xiàn)加速發(fā)展的態(tài)勢(shì)，未來(lái)軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)研制周期將明顯縮短，成本將大幅降低，而技術(shù)性能將顯著提高[15]。預(yù)計(jì)未來(lái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展方向主要表現(xiàn)在以下幾方面：

(1)氣動(dòng)設(shè)計(jì)。氣動(dòng)設(shè)計(jì)可使未來(lái)發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力和部件效率進(jìn)一步提高，且通過(guò)減少葉輪機(jī)級(jí)數(shù)、燃燒室和噴管更緊湊及在可能情況下取消加力燃燒室等辦法來(lái)減輕質(zhì)量。主要技術(shù)有：風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片采用有粘、全三維氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)，燃燒室采用旋流燃燒技術(shù)，渦輪葉片采用有粘、全三維氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)，并進(jìn)行復(fù)合傾斜和端彎設(shè)計(jì)、先進(jìn)的熱端傳熱分析和冷卻設(shè)計(jì)；噴管采用360°全方位氣動(dòng)矢量噴管設(shè)計(jì)等[16～19]。

(2)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。先進(jìn)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，同時(shí)可充分發(fā)揮新材料的性能。新結(jié)構(gòu)主要有：空心風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片、整體葉盤(pán)、整體葉環(huán)、刷式和氣膜封嚴(yán)、雙層壁火焰筒、對(duì)轉(zhuǎn)渦輪、雙輻板渦輪盤(pán)、磁性軸承、內(nèi)裝式整體起動(dòng)、發(fā)電機(jī)和骨架承力結(jié)構(gòu)等。

(3)新材料。新材料是航空動(dòng)力技術(shù)進(jìn)步的重要基礎(chǔ)，是提高軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的主要突破口。主要有：樹(shù)脂基復(fù)合材料、纖維增強(qiáng)的鈦基材料、耐高溫合金材料、陶瓷基復(fù)合材料、碳-碳基復(fù)合材料等。通過(guò)采用新材料，在保證其耐高溫性、高強(qiáng)度的前提下，減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量。

(4)控制系統(tǒng)。先進(jìn)新型軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)將采用綜合、分布、光纖、多變量及智能化數(shù)字電子控制技術(shù)，同時(shí)還將提高控制的可靠性，降低耗油率和減輕質(zhì)量。帶有高度一體化數(shù)據(jù)總線的全智能分布式控制系統(tǒng)，具有質(zhì)量輕、控制性能好，能在高溫、強(qiáng)電磁輻射及強(qiáng)振動(dòng)條件下穩(wěn)定可靠工作。

[1]Wadia A R.F110-129 EFE-Enhanced Power Through Low Risk Derivative Technology[J].ASME 2000-GT-0578，2000.

[2]陳 光.航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2006.

[3]林左鳴.戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制狀況和發(fā)展趨勢(shì)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2006，32(1)：1—8.

[4]楊國(guó)才.國(guó)外推重比10一級(jí)軍用發(fā)動(dòng)機(jī)綜述[J].航空制造技術(shù)，2009，(16)：32—37.

[5]劉大響，程榮輝.世界航空動(dòng)力技術(shù)的現(xiàn)狀及發(fā)展動(dòng)向[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2002，28(5)：490—496.

[6]張 津，洪 杰，陳 光.現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)與發(fā)展[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2006.

[7]張寶誠(chéng).航空發(fā)動(dòng)機(jī)的現(xiàn)狀和發(fā)展[J].沈陽(yáng)航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào)，2008，25(3)：6—10.

[8]梁春華.未來(lái)的航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2005，31(4)：54—58.

[9]王占學(xué)，劉增文，蔡元虎，等.推重比15一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)及分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2010，36(1)：58—62.

[10]張德志.高推重比對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的影響[J].航空科學(xué)技術(shù)，2011，(4)：38—40.

[11]王如根，高坤華.航空發(fā)動(dòng)機(jī)新技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[12]金 捷，鐘 燕.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與制造技術(shù)綜述[J].航空制造技術(shù)，2012，(5)：34—37.

[13]梁春華，李曉欣.先進(jìn)材料在戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用與研究趨勢(shì)[J].航空材料學(xué)報(bào)，2012，32(6)：32—36.

[14]Grant R.Adaptive Engines[J].Air Force，2012，(9)：62—64.

[15]Chepkin V.New Generation of Russian Aircraft Engines Conversion and Future Goals[R].ISABE 99-7042，1999.

[16]Reginald G W.Fluidic Thrust Vectoring and Throat Con?trol Exhaust Nozzle[R].AIAA 2002-4060，2002.

[17]Paniagua G，Szokol S，Kato H，et al.Contrarotating Tur?bine Aerodesign for an Advanced Hypersonic Propulsion System[J].Journal of Propulsion and Power，2008，24(6)：1269—1277.

[18]Rolls-Royce Plc.The Jet Engine[M].Rolls-Royce Plc，2005.

[19]Mattingly J D，Heiser W H，Pratt D T.Aircraft Engine De?sign[M].AIAA Education Series，2005.