航空发动机的工作原理
活塞式航空发动机是早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。
大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。
后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。
但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。
燃气涡轮发动机这种发动机应用最广。
包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。
涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超音速飞机。
冲压发动机其特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。
它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。
由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。
其他上述发动机均由大气中吸取空气作为燃料燃烧的氧化剂，故又称吸空气发动机。
其他还有火箭发动机、脉冲发动机和航空电动机。
火箭发动机的推进剂（氧化剂和燃烧剂）全部由自身携带，燃料消耗太大，不适于长时间工作，一般作为运载火箭的发动机，在飞机上仅用于短时间加速（如起动加速器）。
脉冲发动机主要用于低速靶机和航空模型飞机。
由太阳电池驱动的航空电动机仅用于轻型飞机，尚处在试验阶段。
活塞式发动机时期早期液冷发动机居主导地位。
19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
1903年，美国莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的飞行者一号飞机上进行飞行试验。
这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW\\\/daN。
发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。
首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。
但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。
美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。
在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架是法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的斯佩德战斗机。
这种发动机的功率已达130~220kW, 推重比为0.7kW\\\/daN左右。
飞机速度超过200km\\\/h，升限6650m。
当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。
为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。
因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。
期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。
这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。
在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件；废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能；变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出；内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题；向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。
从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。
在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普·惠公司先后发展出单排的旋风和飓风以及黄蜂和大黄蜂发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW\\\/daN。
到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到600~820kW。
此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km\\\/h，飞行高度达10000m。
在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。
其中比较著名的有普·惠公司的双排双黄蜂（(R-2800)和四排巨黄蜂(R-4360)。
前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW, 共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。
单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km\\\/h。
虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。
这种发动机在航空史上占有特殊的地位。
在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。
甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。
后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。
1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进式飞机之一，但未投入使用。
莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。
前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司快帆314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。
后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29空中堡垒战略轰炸机。
R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。
发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。
这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg\\\/(kW·h)。
1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1海王星飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。
液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。
液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。
而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。
所以，它在许多战斗机上得到应用。
例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。
其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。
它在1935年11月在飓风战斗机上首次飞行时，功率达到708kW；1936年在喷火战斗机上飞行时，功率提高到783kW。
航空发动机这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km\\\/h和750km\\\/h。
梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。
美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51野马战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。
野马战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km\\\/h，飞行高度为15000m。
除具有当时最快的速度外，野马战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。
到战争结束时，野马战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。
而在远东和太平洋战场上，则是由于装备了气冷发动机的F6F地狱猫战斗机的参战，才结束了日本零式战斗机的霸主地位。
航空史学界把野马飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。
在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。
在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW左右，功率重量比从0.11 kW\\\/daN 提高到1.5 kW\\\/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg\\\/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg\\\/(kW·h)。
翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。
到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km\\\/h提高到近800 km\\\/h，飞行高度达到15000 m。
可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。
喷气时代的活塞式发动机在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。
美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。
这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km\\\/h左右。
一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。
另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。
对发动机的要求为： 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg\\\/(kW·h)； 满足未来的排放要求； 制造和维修成本降低一半。
到2000年，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg\\\/(kW·h)。
燃气涡轮发动机时期第二个时期从第二次世界大战结束至今。
60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。
在技术发展的推动下（见表1），涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。
涡喷\\\/涡扇发动机英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。
前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28\\\/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。
后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。
这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。
世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。
自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架（包括非战斗损失）。
英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗·罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。
该发动机当年投入生产后即装备流星战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。
该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。
战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。
其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。
这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。
20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。
典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。
它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。
在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。
在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。
到70年代初，用于协和超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。
从此再没有重要的涡喷发动机问世。
涡扇发动机的发展源于第二次世界大战。
世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。
世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-10、DC-8和波音707客机。
涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。
1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。
以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。
在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的鬼怪F-4M\\\/K战斗机和美国的F111（后又用于F-14战斗机）。
它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。
在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。
它们装备在一线的第三代战斗机，如F-15、F-16、F-18、狂风、米格-29和苏-27。
推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。
它们包括美国的F-22\\\/F119、西欧的EFA2000\\\/EJ200和法国的阵风\\\/M88。
其中，F-22\\\/F119具有第四代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。
超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于2010~2012年投入服役。
自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。
后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。
10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。
民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。
90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）涡扇发动机的推力超过35000daN。
其中，通用电气公司GE90-115B在2003年2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。
普·惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。
涡桨\\\/涡轴发动机第一台涡轮螺旋桨发动机为匈牙利于1937年设计、1940年试运转的 Jendrassik Cs-1。
该机原计划用于本国Varga RMI-1 X\\\/H型双引擎侦察\\\/轰炸机但该机项目被取消。
1942年，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。
该机于1944年6月首次运转，经过633小时试车后于1945年9月20日安装在一台格罗斯特“流星”战斗机上，并做了298小时飞行实验。
以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。
这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。
美国在1956年服役的涡桨发动机T56\\\/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。
它的功率范围为2580～4414 kW ，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。
前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-95熊式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。
终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。
其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。
美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg\\\/（kW·h）。
在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。
一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇（UDF）GE36曾进行了飞行试验。
从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。
半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW\\\/daN提高到6.8~7.1 kW\\\/daN。
第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。
主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322超美洲豹、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。
第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66科曼奇、PAH-2\\\/HAP\\\/HAC虎和卡-52。
世界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20 t的货物。
以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400 km\\\/h的飞行速度上限，一下子提高到638 km\\\/h。
航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明：服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。
民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg\\\/(daN·h)下降到0.55 kg\\\/(daN·h), 噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。
服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW\\\/daN提高到4.6~6.1 kW\\\/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW\\\/daN。
发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4\\\/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02\\\/1 000发动机飞行小时。
战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用10年左右。
总之，航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗\\\/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程（ETOPS）要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km\\\/h的倾转旋翼机。
同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基础。
中国为何造不出航空发动机
您所说的应该是指航空机吧，是有能力造出汽车发动机的，虽然性其他强国有一定差距。
那么我就浅谈一下中国为何造不出航空发动机吧： 中国航空动力工业的发展实在是纠结了太多的辛酸和遗憾,起初我国航空工业得到了苏联老大哥的有力支持,当时苏联对于中国全方位的工业支持使我国航空工业迎来了第一次春天。
在老大哥的帮助下,我国迅速建立起一个能够和世界一流水平比肩的航空工业体系,基本上苏联的新型飞机型号和新型动力系统一旦确定引进就能够在几年的时间中仿制定型。
但是我国并没有为航空工业以及航空动力工业制定一个从仿制到研制的长远发展规划,而是将航空工业本身的任务局限于仿制、生产和修理。
中国和苏联往往是有了具体工程发展型号的时候,才去搞基础研究、探索发展(应用研究)、预先发展,打算通过一个型号带动整个航空动力产业的进步。
而大家都知道这条道路是不符合航空动力型号研制的客观规律的。
而欧美等航空强国极其注重基础研究和预研,笔者将其强大的法宝总结成为三个关键词:预研工程,核心机计划,发动机系列化。
事实上,这三个关键的概念和理念是不可分割的一个整体,其构成了发达国家在航空动力发展上的整个思路体系的主干。
在我国,一个发动机型号真正开始着手相关的实质技术工作是从立项开始的。
如果不立项,就没有发动机研究发展的所需的大量经费。
说白了就是如果军方不立项发动机型号,与这个型号相关的基础研究工作就基本无法开展。
而国外发达国家航空动力研制秉承着“预研优先”的发展方针,也就是在军方提出发动机研制需求之前,航空工业部门就已经按照自己的研制流程,进行超前的技术探索研究。
当军方提出下一代发动机研制需求的时候,航空工业部门已经将相关的技术在验证机上都玩得相当纯熟了,自然发动机型号研制周期就会大大缩短、研制风险也极大地降低。
这一点在美国F119发动机研制过程中体现得极为明显。
在F-22“猛禽”飞机研制过程中,飞机重量与阻力均增加较多,为此,军方要求发动机的推力相应提高近17%,即最大推力(加力推力)要求为156KN。
中间推力(不开加力时最大状态下的推力)为105KN。
而此项重大改动并没有很大的影响其研制周期,因为普惠一直开展超前的发动机预研计划。
在接到发动机提升的需求以后,普惠公司直接从自身预研研究发展技术中拿出已经验证成熟的部件技术应用于F119改进上,很快满足了军方要求。
此类事情如果发生在预研工作不足的国家足以对航空发动机研制造成5年以上的拖延,并且有可能直接导致发动机研制失败。
研制经费不及给朝鲜的一个零头 我国由于长期处于航空发动机仿制生产状态,对于航空发动机研制客观规律的掌握严重不足,对于航空发动机研制工作的长期性、艰巨性和大投入性没有清晰认识。
这样造成我国航空发动机研制投资强度远远低于研制实际需要。
例如20世纪60年代初我国开始研制涡扇6大推力涡扇发动机,根据606所资料统计,20年研制经费共计只有1.5亿元,平均每年750万元。
当研制进入关键阶段,需要高投资强度时,竟然有两年每年只给200万元,以这样投资总额和投资强度来研制先进大型航空动力系统简直是难以置信,但历史事实就是如此。
在上世纪90年代以前,我们给航空工业的整个儿投入,尚不及我们对越南援助的1\\\/10,不及给朝鲜援助的零头,甚至不及给阿尔巴尼亚的援助!而同一时期,我国引进斯贝MK202发动机进行仿制,却花费了13亿元人民币。
根据国外经验,典型的发动机研制周期约为8~14年,整个发动机的使用寿命期约为30年。
研制经费在历年增长,根据发动机大小型号不同、研制条件不同,研制经费在5亿~20亿美元不等。
如果投资强度不能保证,发动机就不可能按期保质研制出来,其后果只能是研制失败,型号下马。
我国航空动力工业长期发展不良的根本原因更多是决策不当。
当然,我国在建国之初将发展航天和导弹核武器作为特定时期的重点绝无不妥,当时的国际形势是核武器和美国苏联的霸权阴影长期笼罩在新中国上空,我国要实现突破核霸权的威胁就必须在战略火箭和导弹工业上进行大力投入。
但是由此就认为航空工业不是高科技,航空工业则是简单的生产工业就是相当大的认识谬误。
直到我国高科技发展计划——863计划,航空都未列入我国重点发展的产业之中。
虽然“航空强国”的口号终究还是响彻中华大地,但是错过的发展机遇和耽误的时间又如何偿还,如何追溯?损失的人才又由谁来挽回?在历史的追思中,往往能找到真正的答案。
涡扇11型航空发动机
1986 年，南方航空动力公司开始以乌克兰 AI-222-25 型涡扇发动机为蓝本进行测绘仿制，新型号发动机被命名为 WS-11（涡扇-11）。
1992 年 8 月 WS-11 开始研制，1995 年点火，1998 年 10 月 26 日首次装上 K-8 型飞机首飞，2001 年 10 月 WS-11 定型试飞结束并小批量交付，经过一段曲折的使用、试验历程后，WS-11 于 2002 年 3 月正式定型。
中国自用的 K-8 早期被称呼为教练-8（JL-8，不称呼教-8）后来由于 WS-11 发动机研制成功，并装备该机，使用 WS-11 发动机的教练-8 编号又统一变更为练-11（L-11）。
航空发动机燃烧室的功能
中文名称烧室英文名称：combustor相关：燃烧室；传热学力学；燃嘴；火焰筒；冷却技术；燃烧室试验技术分类：发动机；燃烧室；定义与概念：主燃烧室是航空发动机三大部件之一，位于压气机和涡轮之间，用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许温度，以便进入排气装置内膨胀作功。
对燃烧室的主要要求是：燃烧效率高、燃烧稳定范围宽、总压损失小、出口温度分布均匀，在飞机的飞行包线内点火可靠，排气污染小，结构可靠，重量轻，寿命长等。
燃烧室一般可分为单管燃烧室、环管燃烧室和环形燃烧室等。
燃烧室的结构形式虽然多种多样，但它们都是由扩压器、壳体、火焰筒、燃油喷嘴和点火器等组成。
目前燃烧室的设计仍然采用经验\\\/分析相结合的方法。
燃烧室的研究主要集中于提高燃烧效率、降低耗油率、研究新的冷却方法和冷却结构、增加燃烧室温升、延长燃烧室使用寿命、改善结构可靠性、耐久性和维修性以及减少污染排放。
国外概况： 航空发动机主燃烧室的发展可以由以下几点概括： 1. 燃烧室的类型由单管燃烧室发展到环管燃烧室，然后再发展到短环形燃烧室； 2. 燃烧室进口压力及进气温度不断提高； 3. 出口平均温度由1150K增加到现在的1900K； 4. 燃烧室长度不断减小。
在相似的起飞状态空气流量下比较燃烧室的长度，缩短到 300-500mm。
但今后长度缩短的趋势在减小。
5. 对燃烧室多方面的严格要求。
在早期，进气压力和温度较低，效率是最突出的问题。
随着压气机压比及巡航速度提高，进气压力和温度也提高，冷却及燃烧室出口温度分布质量问题突出。
随后要求高推重比，希望燃烧室长度短。
现在又强调增加燃烧室温升和延长寿命。
燃烧室的设计和发展工作实质上是要在相互矛盾的设计要求之间寻找一个可接受的方案的一种工程实践。
这些要求包括燃烧效率、压力损失、气体排放物、烟雾、点火、重新起动、贫油熄火、燃烧室出口温度品质、结构耐久性和寿命期费用。
多年来，这些燃烧室设计要求一直是借助于基础分析和广泛的部件和台架试验，通过经验修正公式来解决的。
然而现代燃烧室的设计，要求对燃烧室复杂流场有更深入的认识，要求真正弄清楚燃烧室中发生的各种复杂过程的物理、化学本质，用客观物理规律指导设计和试验，以便在合理的费用和周期限制内获得一最优燃烧室设计。
一种准确、有效、高水平的经验\\\/多维分析设计方法正在国外大力发展，且已应用于燃烧室设计最佳化。
目前国外已研制出推重比10一级的发动机，例如美国的F119、欧洲的EJ200和法国的M88-2。
F119和M88-2都采用了带气动雾化喷嘴的燃烧室，燃烧室出口温度分别为1977K和1850K，EJ200的燃烧室继承了RB199的经验，带有蒸发管式喷嘴，燃烧室出口温度为1803K。
现代先进燃烧室采用了新的技术和结构，其中包括浮壁式火焰筒、分区供油结构、分区燃烧结构、多孔层板发汗冷却、发散冷却和多基火焰筒冷却等。
浮壁结构 常规燃烧室由圆环轴向搭接起来，形成类似百叶窗的带缝型面，在开缝处射入冷空气以冷却火焰筒。
造成火焰筒寿命过短的主要原因是圆环所受的应力太高。
如果将圆环分段或分块，将使应力减小而寿命增加，而分块式结构又为使用其他材料创造了好机会，可以使用高熔点材料，并且使用了先进的冷却技术，使冷却效果更好。
这种火焰筒就是浮壁式火焰筒。
早在先进涡轮燃气发生器(ATEGG)项目中，美国空军和海军就资助了GE公司发展分块式火焰筒技术。
现在，浮壁式火焰筒已经得到了比较广泛的应用，经过了实践的检验，国外一些先进的航空发动机都采用了这一技术，如V2500、高效节能发动机验证机E3、F100-PW-229、F119等。
分区供油结构 在高稳升燃烧室中，正常工作状态下主燃区的空气流量占大约50%，慢车功率状态时容易造成贫油熄火。
分区供油是调节主燃区油气比比较简单的方法，它能在小功率状态下提供局部富油，确保发动机能正常工作。
在这项技术中，起飞、高空点火和慢车状态工作条件下，将燃油用阀门有选择地和部分燃油喷嘴接通。
在高于慢车功率的所有发动机功率输出时，可以打开所有的燃油喷嘴。
分区燃烧结构 分区燃烧最早出现在NASA资助的实验清洁燃烧室(ECCP)的项目中，还应用于E3发动机中。
GE公司的燃烧室带有并列燃烧区，即双环腔燃烧室，PW公司的燃烧室带有串列燃烧区。
双环腔燃烧室外环是预燃区，内环是主燃区。
在起动、高空点火和慢车状态时，只有预燃区喷油工作，因为预燃区空气流速较低，适当富油以利于点火起动及慢车的燃烧效率。
在大功率状态下，内外环腔都工作，使两个燃烧区在传统温升条件下提供贫油油气比，在高温升的条件下提供接近化学当量比的油气比。
这种设计方法的优点是燃烧长度短。
因为双环腔的特点，每个环腔在短的总长度之内就能获得满意的长度-头部高度关系。
PW公司的串列燃烧区燃烧室前端是预燃区，后端是主燃区，分别带有喷嘴，工作方式与双环腔燃烧室类似。
关键技术： 1．燃烧气动热力学 （1）、高温燃烧室气动、热力方案及其最佳化 （2）、分区\\\/分级燃烧的气动热力计算及设计计算方法 （3）、高热负荷燃烧室气动雾化性能，掺混过程的改进及与头部流场的匹配 （4）、短突扩压器设计方法的改进及降低压力损失的研究 （5）、燃烧室出口温度场，燃烧稳定工作范围，点火性能等重要特性与燃烧室头部燃烧组织的匹配技术研究 2．燃烧室结构可靠性、耐久性 （1）、气膜冷却火焰筒三维壁温计算，应力场计算，工作循环载荷谱研究，火焰筒寿命分析预测方法的研究，进而发展成燃烧等强度设计方法 （2）、先进的冷却结构方式的研究 （3）、浮壁结构设计方法 （4）、耐热涂层冷却效果及工艺性的研究 （5）、新型耐热结构材料的研制 3．燃烧室设计计算方法，计算流体力学 研制燃烧室二维、三维设计计算方法及工程实用程序 4．燃烧试验测试技术 （1）、直接式高温测量技术 （2）、非接触式高温温场测量应用与影响： 燃烧室是航空发动机三大核心部件之一，是唯一将燃油化学能转化为热能的部件。
燃烧室的性能直接影响着整个发动机的性能。
根据美国第四代战斗机的战术技术要求，第四代战斗机要求以不加力状态达到M1.5的巡航速度。
这就需要提高发动机推重比。
需合理选择发动机的循环参数，提高涡轮进口温度和总增压比。
对发动机进行循环参数优化得出结论，推重比10一级发动机的总增压比将维持在推重比8一级发动机的水平上或略有提高，而涡轮进口温度将从1600K提高到1800-1900K，即燃烧室的工作压力不会变化太大，但温升将比目前增加200-300K。
提高发动机推重比要求增加燃烧室温升。
现代发动机要求减少寿命期费用，强调可靠性和维修性。
燃烧室内的部件工作环境恶劣，承受巨大的热应力，容易疲劳受损。
因此，如何改善燃烧室的结构可靠性、耐久性和维修性是现代发动机研制的一大关键任务。
参考资料： 1．先进燃烧室技术； 2．推重比10一级发动机燃烧室关键技术分析，江义军； 3．当代航空发动机燃烧室技术，金如山； 4．高温升燃烧室设计技术； 5．TurboPropulsion Combustion Trends and Challenges, Hopkins. K.N, AIAA-80-1199； 6．Combustion Technology Needs for Advanced High Pressure Cycle Engines, Agard CP-536。
航空发动机有哪些重要材料
你这个问题太大了，我分航空发动机至少有上百种材料在压气机部，大量采用钛，在后部采用不锈钢，合金比如961等在燃烧室采用铁基合金，高温合金在涡轮大量采用镍基合金其它还有各种橡胶，各种涂层，还有一些复合材料反正航空发动机的各种材料技术的要求比航天多很多，你要是有疑问就具体一些。
航空发动机?
现在的飞机发动机主要有涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气式发动机和冲压式发动机。
冲压发动机主要靠高速运动的冲压来压缩空气来达到充分燃烧燃料的方法，只有在较高速度下才可以启动。
