战斗机发动机一直处于发动机技术的前沿。在第二次世界大战即将结束时，新问世的涡轮喷气发动机首先是在战斗机上取代活塞式发动机的。此后的半个世纪以来，战斗机发动机作为一些军事和经济强国的投资和开发重点，在技术上取得了巨大的进展。

以战斗机发动机性能的主要性能指标推重比（发动机推力与发动机质量的重力之比）计，从40年代后期第一批实用的涡喷发动机的2～3提高到70年代的涡扇发动机的7～8，从而使战斗机的推重比从04提高到11左右，大大提高了飞机的速度和机动性，见图一。 60年代后期，加力式涡扇发动机由于其不加力时耗油率低而加力时推力增加多，开始取代涡喷发动机而成为当前战斗机的主要动力，使战斗机的作战半径大幅度增加。

与此同时，发动机的可靠性和耐久性也有了长足的进步。翻修寿命从几十小时延长到1000多小时，而且采用单元体设计和视性维修，发动机不用再定期拆下翻修，而是通过状态监视，保证其可靠安全。另外关键热端零件寿命长达4000～5000次工作循环。这些零件即使用到寿命时也可在机上作单元体更换，简化了维修，减少了备份发动机的需求。

推重比7～8的涡扇发动机是在70年代中期到80年代中期投入使用的。它们是当前在役一线战斗机上的主要动力装置，其主要参数和用途见表1。

从80年代后期开始，主要航空国家通过对现役发动机的改进改型，全新研制推重比10一级的发动机和开展更为雄心勃勃的发动机预研，以为21世纪战斗机提供更为优良的动力装置。

现役发动机的改进改型

据统计，一种新型发动机研制成功后有30～40年的使用寿命期。在此期间，除纠正使用中暴露的缺陷，改进可靠性、延长寿命和降低制造成本外，发动机的研制人员大都要利用研究成果改进改型，提高性能和扩大用途。与全新研制相比，改进改型具有投资少、周期短、风险小和可靠性高等优点。例如，世界上第一台推重比8一级的涡扇发动机F100－100刚投入使用时，因出现大量可靠性和耐久性问题，迫使F－15和F－16战斗机停飞。后来改进发展了F100－200，采用了长寿命核心机，1985年投入使用后其寿命长达4300次循环，相当平时7年使用的寿命。接着，研制人员又在1991年改型的基础上研制出F100－229，推力从104.30千牛提高到128.90千牛；推重比从718提高到79。近来，美国普·惠公司和通用电气公司正在对目前一线战斗机上使用的F100、F110和F404作重大改进，使F100和F110的推力提高到160千牛以上；F404的推力提高到97.8千牛，推重比为90～95。其中F404的改型重新编号为F414，于本世纪未装备F／A－18E／F投入使用。 与F404相比，F414的涡轮前温度提高了83～167℃；空气流量增加10％；部件效率提高了1～2％，并采用整体叶盘、多斜孔冷却火焰简和带光纤元件的先进发动机数字电子控制系统。其推力有增长到107千牛的潜力。

全新研制的推重比10一级涡扇发动机

从80年代中期开始，航空发达国家开始为第四代战斗机研制推重比10一级的涡扇发动机，典型的第四代战斗机发动机的技术要求如下：

具有超音速巡航能力，飞机能在不开加力的条件下以马赫数15～16持续飞行；

为飞机提供短距起落和非常规机动能力，发动机须具备推力矢量功能；

具有隐身能力，发动机的红外和雷达反射信号特征要尽可能小；

加力推重比达10一级；

零件数量减少40％～60％，可靠性提高一倍，耐久性提高两倍；

寿命期费用降低25％～30％。考虑到推进系统寿命期费用占整个飞机寿命期费用的40％～50％，降低发动机寿命期费用具有特别重要意义。

新一代发动机主要有美国的F119、西欧四国的EJ200、法国的M88和俄罗斯的AЛ－41Ф。经过10多年的型号验证机和工程原型机研制，这些发动机将在21世纪初投入实际使用；但俄罗斯的AЛ－41Ф因经济原因，进度会往后拖延。

与推重比8一级发动机相比，这些发动机的涡轮进口温度提高了250℃；达到同样总增压比的风扇和压气机级数减少了3级；燃烧室采用包括浮壁结构在内的先进冷却方法；高、低压涡轮均为单级且对转；加力燃烧室为强旋流一体化设计，并安装了推力矢量喷管（即推力方向可在上下或左右20°范围内变化）；采用了可靠性更高的第三代全权数字电子控制系统。其主要参数和用途见表2。

关于美国联合攻击战斗机（JSF）的先进短距起飞和垂直着陆动力装置，本刊已有报道，这里不再详述。

21世纪战斗机发动机研究

航空发动机的研究和发展周期很长。新一代发动机的预研工作往往要在型号研制之前约15年开始。因此，一些航空发达国家在80年代中后期就开始实施更为先进的发动机预研计划。其中规模最大、水平最高的要数1987年开始的美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划。其总目标是到2003年验证使发动机性能翻一番的能力。该计划包括涡喷／涡扇发动机、涡桨／涡轴发动机和短寿命发动机。

就战斗机发动机而言，其目标为：

推重比翻一番，达到20；耗油率降低30～40％；成本降低35％；低信号特征。

IHPTET计划在战斗机方面的效益有：

实现M>3的持续飞行；装备超音速垂直短距起落飞机；航程／续航时间／有效载荷为现役飞机的一倍；提高生存力。

IHPTET计划采取了变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面的突破性成果，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最优控制。

以减轻重量为例，压气机由于采用新材料和新结构，从原来的盘鼓混合结构改为无盘转子，在同样级数条件下重量减为30％，见图二。如果采用先进气动设计技术，使达到同样总增压比的压气机级数减少一半的话，那么重量就可减为15％。因此，推重比提高一倍的目标是完全能够实现的。

IHPTET计划将按1991年、1997年和2003年三个阶段分别实现总目标的30％、60％和100％。目前，第二阶段的目标已经实现，也就是说，现在已经有能力研制推重比15～16的战斗机发动机。第三阶段的计划正在实施中，预计能在2003年达到原定目标。这样，有可能在2020年左右研制成功推重比20的战斗机发动机，其构形如图三所示。与目前现役的F100发动机相比，2020年的战斗机发动机有如下的特点：

风扇由3级减为1级，叶片有弯掠，为空心结构；

压气机由9级减为3级，转子为无盘结构，由钛金属基复合材料制成；

燃烧室由耐热合金改为陶瓷基复合材料，有可能实现变几何结构；

高、低压涡轮均为单级，对转，无级间导向器，涡轮前温度将达2000～2100℃；

加力燃烧室因涡轮前温度很高而取消；

尾喷管将采用射流控制的推力矢量喷管，从而大大减轻重量。

装备推重比20一级的发动机后，第五代战斗机可在21000米高空以M3～M4持续巡航；在载弹近1吨时作战半径为1850公里；并具有隐身和非常规机动能力；而且还可利用这些技术，设计出M>2的垂直起落战斗机。

千牛为推力单位，等于102千克力。