都说航空发动机是工业皇冠上的明珠，那到底“明珠”在哪？砖家们哔哩啪啦讲了一堆，咱学识浅薄，用白话文单说最难一点。

依惯例，从小学知识说起。

发动机向外喷东西越多越快，产生的推力也就越大，但是燃油炸药这些，爆炸速度已经接近分子间传递信息的理论极限。如果基础物理不突破，那么为了提高推力，就只能拼命往发动机里塞更多燃料。燃料一多，空气就不够烧了，所以又得装个“抽风机”。这就是发动机的基本原理：压缩更多的空气供更多的燃料燃烧。

问题就出在这个抽风机上。

这张图囊括了发动机的几乎所有基本原理，三大核心部件：高压压气机、主燃烧室、高压涡轮，再加两个关键词：内涵道、外涵道。

高压压气机就是一台“抽风机”，和后面涡轮连成一体。风扇先把空气吹进来，压气机高速旋转，把空气压缩到燃烧室，燃烧产生的强大气流往外喷射产生飞机的动力，同时推动后面的涡轮转动，涡轮转动带动前面的压气机转动，继续压缩更多的空气进来。

看晕的同学再捋一捋：压气机旋转的动力来自涡轮，涡轮旋转的动力来自燃料燃烧，燃料燃烧的空气来自压气机的压缩，这三角恋也是够复杂的。

 

索性补几个名词解释：

外涵道和内涵道的比例叫“涵道比”，外涵道的空气不进燃烧室，直接向后喷出。外涵道比例大的，叫“大涵道比发动机”：省油、低速，适合客机货机等大型飞机；外涵道比例小的，叫“小涵道比发动机”，费油、高速，适合战斗机等小型飞机。

这种前面一个风扇，后面一个涡轮的发动机，叫“涡轮风扇发动机”，简称“涡扇发动机”。

如果把内涵道无限缩小，这就是一台“涡轮螺旋桨发动机”，简称“涡桨发动机”。

如果把外涵道无限缩小，风扇也就没必要了，这就是“涡轮喷气发动机”，简称“涡喷发动机”。

行文至此，干货来了：高压涡轮的叶片就是全世界最难最难最难制备的材料，工作环境极为恶劣：高温、高压、高强度！这就是所谓的工业皇冠上的明珠，也是xx最短的短板，没有之一。

上图这造型就是典型的涡轮叶片。在燃料和叶片的关系中，燃料的盈余量很大，所以无论叶片有多牢靠，多倒些燃料，就可以紧紧把叶片逼到奔溃边缘工作。为了充分压榨叶片，还有很多冷却技术，比如，叶片上的小孔，工作时有高速气流喷出，在叶片表面形成一层气膜，这叫“气膜冷却技术”。

发动机里温度最高的便是涡轮前面那段，这叫“涡轮前温度”，是衡量发动机代差的主要参数。因为耐高温是硬功夫，只要这点追上了，哪怕其他参数不行，也可以通过设计快速提升，这个进度是可预期的，但材料研发的进度是说不准的。

涡前温度每提高100K，推力增加15%，相差200K就意味着相差一代。听说涡前温度全球平均每年提升10K，有人说xx发动机落后美帝20年，估计就是根据这个算出来的。

 

虽然发动机结构设计也很复杂，但难度无法与材料相比，想办法弄一台样品，直接山寨就是。别嘲笑山寨，这家伙还有个帅气的正经名字：逆向工程。写论文第一步都是文献综述，任何研发工作，首先了解同类产品并借鉴升级，是非常合理的做法。任何国家都这么干，以前这么干，现在这么干，未来还这么干！只不过xx底子薄，现在干得更多而已。当然了，像发动机这么复杂的机器，自己没有吃透，也是不可能完成山寨的。

举个例子。某年，歼六发动机连续断轴，一度导致60%飞机停飞，严重影响空防。折腾两年才搞明白，这个发动机山寨了相当部分毛子的设计，但有一处倒圆角半径出了问题：

毛子设计是0.6mm-0.8mm，无奈xx的刀具材料不过关，圆角刀两侧磨损过快，于是加工时半径少了0.2mm。就因为这0.2mm，导致应力急剧增加，涡轮轴断裂，多次酿成机毁人亡事故。想想，一个发动机需要多少这样的细节组成？

而整个军工需要多少这样的细节组成？现代军工体系的庞杂超乎想象！从某种角度说，军工其实是“阳谋”，比拼的就是人员和投入！这个严密而庞大的体系才是最高的技术门槛。

扯远了。

正因为极端条件下的苛刻要求，美帝有些发动机，为了减少不必要的连接和缝隙，核心部件就从整个大铁疙瘩里一点一点削出来，俗称整体叶盘。

叶片和圆盘连在一起，不但更牢固，重量还能下降30%。xx心领神会，据说已经引进了最先进的整体叶盘制造技术。

这图就开个玩笑，自家展会上的，只是试刀用的样品。整体叶盘逐渐成为发动机主流，美帝计划2020年战斗机涡轮全采用整体叶盘，不过加工这玩意儿手艺不是一般的高明，通常需要五轴联动机床。说到机床，哎……

顺便说一说美俄思路的差异。毛子的数学功底是融到骨子里的，所以毛子经常靠线性计算搞定一切。苏27的发动机就是用销钉固定，毛子就是任性的把受力分布计算到极致，发动机硬是不散架！这功夫也是没谁了！

虽然航空发动机极高温极高压，但工作时间毕竟短，还有一种场景是温度压力稍微低点，但工作时间非常长，由于温度和时间具有一定的当量关系，这其实是一回事。对钢的稳定性评价通常采用“高温长时效试验”，举例来说：蒸汽轮机叶片钢试验时间通常要超过10000h，若把温度提高到670度，试验时间可以缩短到400h。

所以除了航空发动机，xx的大功率蒸汽轮机、燃气轮机也是苦的一逼！

很多同学就不信邪了，为啥材料这么难？这还是怪人类科技太落后，什么都要靠试验，只能通过一次一次试验，才能找到最优方案。做材料和炒菜差不多，最后的成份都知道，猪肉萝卜炖粉条，比例也数得出来。但其中的入锅顺序、火候、食材的预处理、种菜的肥料、养猪的饲料、用的什么锅什么铲，一概不知，所以xx看着一道道好菜，只能流口水。

　　学术点说，就是不同的原子按照特定的规律排列，我们能分析出材料的排列分布，但不知道怎么样才能让原子按这样的规律去排列。

知道劳斯莱斯吗？其实他们做汽车是闲着玩玩，最牛的技术是航空发动机，同水平的全球仅三家，还有2家是美国的通用和普惠（不是卖电脑那家）。

材料对技术的限制有多严重？仅以机床为例，机床是削金属的工具，精密机械结构都是靠削出来的，机床对于工业，就像纸笔对于学生（只用电脑，不动纸笔的学生请走开）。高速加工时，主轴和轴承摩擦会产生热变形，导致主轴轴线的抬升和倾斜，从而影响机床的加工精度。正因为这点加工精度的影响，外加刀具的磨损误差，使得大量的国产设备，即便采用更精巧的设计，性能仍然落后一截。

以xx这几年疯狂的投入，几乎没有什么折腾不出来的。大学时听老师说，F16的发动机图纸，早早就有了；中科院可以扫描出最先进芯片上所有的设计细节；如此等等。唯独材料，将庞大的技术积累，死死卡在瓶颈上！大部分所谓的核心技术，归根结底，就是材料！

话说回来，xx怎么说也是五大流氓，并非一无是处，如果不要求第一，只要求前五的话，还真没啥不会的技能。

2016年6月，一则《中国航空发动机材料重大突破，寿命优于美国1~2个数量级》的新闻让许多人一阵骚动，细细拜读陈教授大作，只能说“进步很大，但差距依然不小”。简单解析一下：这则新闻源自南京理工大学陈光教授团队在《NATUREMATERIALS》（影响因子38，搞科研的同学都吓尿了吧）上发表的一篇论文，大意是“高温PST钛铝单晶”取得重大突破。

　　材料制备，本质上就是让原子按某种规律排列，高雅一点叫：定向结晶。这和兵法阵形差不多概念：让原子排列的方向，全部对着受力方向，这样的金属叶片强度就高。但是高温下，金属都会热胀冷缩，经这一折腾，阵形就乱了，高雅一点叫：高温下的合金蠕变。

　　陈教授研究的钛铝合金，属于比较主流的发动机叶片材料。陈教授在合金结构里加了Nb，这可不是撒胡椒粉那种加法，加Nb是很讲究的。Nb有啥用呢？这阵形的主力士兵是钛铝原子，在阵形的关键位置，安排了Nb原子这个传令兵，士兵就不怕走散，可以分开的距离就更大一些，在材料上表现为延展性能提升。同时，这个传令兵也不会让士兵分的太远导致阵形溃散，他会把士兵控制在一个有效范围内，这在材料上表现为拉伸强度提升。

PST在900度下抵住了637MPa的高拉伸强度，什么概念呢？--“这简直屌炸天了！”一位不愿意透露姓名的材料学家说。

蓝色线是美国波音客机GEnx引擎中的合金（简称4822合金）的蠕变抗力，红线是陈教授的PST钛铝单晶，线条往上翘就表示挂了。解读一下：

100MPa蠕变应力：4822不到100小时就挂了，PST超过了800小时还没挂，看趋势不知道多久会挂。

150MPa蠕变应力：4822抗了5个多小时，PST抗了350小时。

210MPa蠕变应力：4822抗了1个多小时，PST抗了100小时。

这就是新闻上说的比国外先进2个数量级的那个参数。在钛铝合金这块，xx算是出头了。

 

　　为啥还说差距依然不小？

　　但凡上天，减重自不用多说，原则上，叶片重量越轻、强度越高，越好。所以发动机会根据不同级叶片的工作环境，采用不同的材料，尽量降低发动机重量。钛铝合金和镍基合金，前者轻但不牢靠，后者牢靠但重，两者密度相差一半。

　　陈教授的PST合金可以耐900度，通常认为气膜冷却能贡献400度，隔热涂层能贡献100度，这样算下来，保守估计锅前温度能到1750K，这基本可以搞定三代发动机。拍着脑门想想，若现有三代发动机全用PST替换，这画面真是不敢想，搞不好推重比全都超过10了！就连美帝也得哭！

　　但是在1000度条件下，PST拉伸强度下降到238MPa，估计很快被扭成麻花。所以四代发动机，只能用在压气机和低温涡轮那里，核心的高压涡轮还是够呛。比如，美帝有款发动机的高压压气机共9级，前3级钛合金，后6级镍基，这6级基本可以用PST替换，还有新闻里的GENx，低压涡轮的镍基合金也可以被替换。

不过四代发动机还得用上镍基，xx的镍基合金仍处于被吊打的阶段，高端镍材全靠进口，基本被美德日垄断。看看美帝的四代镍基合金EPM102，400MPa/1000度，轻松撑过1000小时，对数据不敏感的同学回看一眼PST的参数（210MPa/900度，116小时）。

 

战斗机还有“开加力”一说，就是在发动机后面再装一个大圆筒，紧急时刻拼命往里倒燃料。这和吃兴奋剂没区别，瞬间增加50%的推力，但对材料的磨损极其严重，非常影响寿命！发动机在加力状态下，一般不会超过5分钟！

“最大推力”是指开加力的推力，“中间推力”是指不开加力的最大推力。

 

有了这些知识打底，咱就能解读一些新闻了。

涡扇-10，WS10，俗称太行发动机。

xx的第一台大推力发动机，大涵道比结构，用于大型军用飞机。延伸型号则装备最先进的三代机，歼11B。看几条官方公布的新技术：

1）“低压涡轮两级导向叶片空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转。”啥意思呢？如果所有的叶盘往一个方向转，就会带着发动机也朝一个方向转，固定支架的压力就很大；如果一个向左转，一个向右转，就可以抵消旋转产生的力，这个道理很简单。据说这种设计在此类发动机里很少见，但这对发动机叶片耐高温没啥帮助，也不能因此而多倒燃料。

2）“三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计。”啥意思？气动是xx强项嘛，不过这种设计还是提升不了发动机的层次。

3）“借鉴国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。”终于说到点子上了，叶片能承受更高的温度，尽管倒燃料吧！

4）“纳米氧化锆热障涂层技术应用于高压涡轮导向叶片以及低压一、二级导向叶片。”这个好理解，叶片更耐热了，不错不错。

5）“第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，首次实现高温合金叶片的冷辊轧。”这个也不错，同样的材质，冷辊轧的性能会更好点。

6）“首次采用整体铸造钛合金中介机匣。”这是发动机最重要的承力结构，整体铸造的强度寿命都会更好些。

总体来看，涡轮前温度1747K，最大推力13-15吨，推重比大约8，有不少新的设计，估计已经用上那个最新的钛铝合金了。如果镍基材料追上来，性能肯定还能升，现在虽比不上美帝，但也算是合格大流氓了。

涡扇-15，WS15，俗称峨眉发动机。

尚未出世，为J20等四代机定制的小涵道比矢量发动机，“矢量”就是喷口能拐弯的意思。二三级风扇和前三级高压压气机为整体叶盘，钛合金材料；高压涡轮叶片是所谓的国内第三代单晶材料，估计研发就是卡在这里了。设计参数：涡轮前温度1850K，最大推力16-18吨，推重比大约10。

对比一下美帝F35的发动机，全世界最牛逼的普惠F135：涡轮前温度大约2000K，最大推力19吨，推重比11.7。强调一点：美帝是现役的，xx是研发中的。

简单看一眼现役老装备：

涡扇-9“秦岭”，推重比5.05，推力约5.5吨，装备飞豹；

涡扇-13“天山”，推重比7.8，推力约5吨，装备枭龙，飞豹；

涡喷-14“昆仑”，推重比6.4，推力约5吨，装备歼-8，歼-7系列；

涡扇-500，用于无人机和巡航导弹，推力500kg，这是整体叶盘技术非常成功的应用案例，和西方差不多同一水平了。所以，xx这几年的无人机和巡航导弹一个比一个叫的响。

涡轮叶片想要全面赶超美帝，或三五年，或一二十年，反正不可能一夜圆梦，就死了这条心吧！不过，xx这位老司机，弯道超车可是一把好手。发动机的弯道在哪儿呢？

若在大气层内速度超过2倍音速，那些涡轮无论多牛逼，都会被离心力甩断裂，于是就有了新套路：“冲压发动机”。

速度快到逆天后，迎面吹来的风就比抽风机还要多，所以可以把那些乱七八糟的涡轮全扔了，就一个空牢牢的圆筒就行。这种发动机很轻，最多不超过1吨，但产生的推力却可以达到30吨，功率相当于200个火车头！冲压发动机的原理，就决定了这货只有在高速状态下才能开启，3倍音速以上的飞行器，基本都是冲压发动机。请看涡喷发动机和冲压发动机的区别：

因为不需要高温高压的叶片，xx一下子就活络了，气动外形可是咱强项啊！为什么xx的超音速巡航导弹、反舰导弹、防空导弹牛逼，这下明白了吧？

当然，这弯道超车也不是谁都能玩的，搞不好就得翻车，尤其是6马赫以上的超燃冲压发动机。这相当于在超音速的大风中点火（16级台风的风速也就50m/s），非常容易熄火！

美国NASA研制的高超音速飞行器X-43A，最高速度达9.7马赫，因为燃料无法持续的问题被放弃。后来的X-51A“乘波者”几次试飞，虽然完成了超燃冲压发动机的点火，但燃烧室气流不均匀导致的燃烧不稳定也是个头大的问题。

据说（xx的消息都要据说），xx的DF-ZF（美帝称WU-14）已经稳定试飞N次了，有说法称这货已经超过美帝了。考虑到当年“钱学森们”留下的雄厚的气动功底和近乎变态的风洞，再考虑到冲压发动机不需要涡轮叶片，这说法可信度还是很高的。

除了冲压发动机，最后还有一种解决方案，可以自带氧气嘛。这也不需要抽风机了，也就没有后续那一堆烦心事了！呵呵，这是火箭发动机。家家有本难念的经，这本经改日再念。

本着“世界上只有中国和外国两个国家”的原则，航空发动机任重而道远！