航空燃气涡轮发机涡轮新技术
航空涡轮发动机的研究现状与展望
航空涡轮发动机的研究现状与展望航空领域是一个不断发展的领域，而航空涡轮发动机作为飞机的动力装置，也在不断地进行着研究和发展。
本文将对航空涡轮发动机的研究现状和展望进行论述。
一、航空涡轮发动机的研究现状1.1 传统燃气涡轮发动机传统燃气涡轮发动机是最常见的一种涡轮发动机，其工作原理是通过高速旋转的涡轮叶片驱动空气压缩机进行气压增加，在燃油的喷射下加热气体，并驱动涡轮以满足飞机的推力需求。
这种发动机的优点是可靠性高、推力大、效率较高，但也存在一些缺点，比如在起飞阶段需要消耗较大的燃料，这对环境和空气质量也会有一定的影响。
1.2 新型燃气涡轮发动机随着科技的不断发展，新型的燃气涡轮发动机也得到了广泛的研究。
其中比较有代表性的是涡扇发动机、超高涵道比涡轮发动机等。
涡扇发动机是一种大涵道比的发动机，因为它具有较强的气流特性，能够提高燃油效率，所以被广泛应用于商用飞机。
超高涵道比涡轮发动机的优势在于可以提高燃油效率，同时也可以减少噪音和振动，这种发动机的发展也在逐渐推动飞机的革新和进步。
1.3 喷气推进发动机除了燃气涡轮发动机，喷气推进发动机也是一种非常重要的涡轮发动机。
它的工作原理是通过喷射高速气流来提供飞机的推力。
喷气推进发动机相对于传统的燃气涡轮发动机，具有燃油效率高、噪音小、起飞阶段不消耗过多燃料等优点，在商用飞机和军用飞机中都有着广泛的应用。
二、航空涡轮发动机的展望2.1 新能源涡轮发动机的研究随着全球环境问题的日益严重，人们对于环保型涡轮发动机的研究和应用越来越关注。
纯电动飞机的出现为研究新能源涡轮发动机提供了重要的契机。
新型的新能源涡轮发动机可以使用氢气、天然气、甲醇、乙醇等可再生能源作为燃料，与此同时，它也具有减少二氧化碳排放、降低噪音污染等优势。
因此，新能源涡轮发动机在未来的研究中将会得到更多的重视。
2.2 数字化技术的应用数字化技术在现代飞机制造和运营中发挥着越来越重要的作用。
在涡轮发动机领域的应用中，数字化技术可以用于增强控制和监测系统的准确性和可靠性、提高航空发动机的性能和可持续性、实现更高效的设计和制造过程等。
航空航天器燃气涡轮发动机设计与性能优化
航空航天器燃气涡轮发动机设计与性能优化引言：航空航天器的设计与性能优化是航空工程中不可或缺的重要环节。
燃气涡轮发动机作为航空航天器的核心动力设备，直接影响飞行性能与安全。
本文将探讨航空航天器燃气涡轮发动机的设计原理，并深入研究性能优化的方法，以期提高航空器的性能与效率，并满足航空工程的实际需求。
一、燃气涡轮发动机的设计原理1.1 燃气涡轮发动机的基本组成燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室和涡轮组成。
压气机负责压缩空气以提高燃烧效率，燃烧室将燃料与压缩空气混合并燃烧产生高温高压气体，涡轮则利用高温高压气体的冲击力驱动涡轮叶片旋转，带动压气机和燃烧室运转。
1.2 燃气涡轮发动机的工作原理燃气涡轮发动机利用燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮叶片旋转，将机械能转化为压气机和燃烧室的工作能量。
通过连续的循环过程，实现空气的压缩、燃烧和排气，产生动力推动航空器飞行。
二、燃气涡轮发动机性能优化方法2.1 气动设计的优化气动设计是燃气涡轮发动机性能优化的核心内容之一。
通过优化压气机和涡轮的各个组成部分，可以提高气流的流动性和温度分布，进而提高发动机效率。
2.2 材料技术的改进材料技术的不断提高和创新对于燃气涡轮发动机的性能优化具有重要的影响。
使用高温合金和陶瓷等耐高温材料，可以提高涡轮叶片的耐高温性能，从而进一步提高发动机的热效率。
2.3 燃烧技术的创新燃烧技术的创新是提高燃气涡轮发动机性能的关键之一。
通过优化燃烧室的结构设计和燃料的喷射方式，可以实现更加完全的燃烧和更高的热效率，从而提高发动机的性能。
2.4 冷却技术的改进冷却技术的改进有助于提高燃气涡轮发动机的工作效率。
通过冷却涡轮叶片和燃烧室，可以降低材料受热程度，减少热应力对叶片的破坏，从而延长发动机的使用寿命。
2.5 系统设计的优化燃气涡轮发动机的系统设计是对整个发动机性能进行综合考虑的过程。
通过优化系统的各个部分之间的协调和配合，实现优化效果的最大化。
三、燃气涡轮发动机性能优化效果与应用3.1 提高发动机效率与性能通过燃气涡轮发动机性能优化，可以进一步提高发动机的效率和性能。
先进燃气涡轮发动机测试技术及发展
Ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｎ ｏ ． １ ， ２ ０１ ３
准技 术 的研 究 ，美 国空 军 阿诺 德工 程 发 展 中心及 俄 统 ， 其系统组成复杂 、 涉及 参数多 ， 研究 形成统一 的
发动机测试计 量现状 ，重点研究 了国内新一代发动
（ ２ ） 测试 系统的网络化与智能化 ：
机在测试计 量校准体系 、 量值溯源体系 、 综合测试系
统校准技术 、 专用测试设备校准技术 、 特种测量技术 的校准技术 、 现场校准技术方面的需求 ， 并提出了相
（ ３ ） 测试信息的集成与多信息融合 ；
（ ４ ） 虚拟测试与虚拟仪器广泛应用。
应 的解决方案 ，同时结合我国燃气涡轮发动机行业 ２ 国外 先进燃 气涡轮发 动机 测试计量现 状 现状 ， 提 出了急需发展的关键测试计量技术 。
２ ． １发 动机测 试技 术
１ 概 述
１ ． １ 先 进 燃气 涡 轮 发动 机 技术 特 点及 发展 趋 势
在发动机测试 技术上 ，先进 的测试系统加快了
燃气涡轮发动机 的试验进程 ，也催生 了信息化平 台
先 进燃气 涡轮发动机特别强调 高 的热力性 能 、
的建立 ， 带动 了燃气 涡轮发动机设计 、 仿真技术的发 展。特种测试仪器 、 测试技术 和传感器的应用 ， 为更
可靠性 、 维修性和低寿命费用 。 其采用的新技术主要 加快捷的获取发动机的特性数据提供 了新方法。例 有 ：损伤容限和高效率 的宽弦叶片、三维压气机 叶 如 ， 红外高温计 、 示温漆 、 薄膜 热电偶 测温和 晶体测
料、 纤维增强超基合金等 ； （ ４ ） 控制系统数字化 。
航空发动机涡轮叶片精密成形技术分析
航空发动机涡轮叶片精密成形技术分析【摘要】航空发动机涡轮叶片是航空发动机中至关重要的部件，对发动机的性能和效率起着关键作用。
涡轮叶片精密成形技术是一项关键技术，经历了多年的发展历程，逐步完善并应用于实际生产中。
本文从涡轮叶片的重要性入手，阐述了涡轮叶片精密成形技术的发展历程及关键步骤，探讨了该技术在航空领域的应用，并展望了未来的发展趋势。
通过本文的研究，有助于更深入地了解航空发动机涡轮叶片精密成形技术的重要性和发展现状，为相关领域的研究和应用提供参考和借鉴。
【关键词】航空发动机、涡轮叶片、精密成形技术、研究背景、研究意义、发展历程、关键步骤、应用、发展趋势、未来展望、总结1. 引言1.1 研究背景航空发动机涡轮叶片是航空发动机中的重要部件，直接影响着发动机的性能和效率。
随着航空业的发展和需求的提高，对于发动机的要求也越来越高，涡轮叶片的精密成形技术显得尤为重要。
在过去的几十年里，涡轮叶片的制造技术已经取得了长足的进步，包括材料的优化和加工工艺的改进。
随着飞行速度的提高和环保要求的增加，传统的涡轮叶片制造技术已经难以满足对高性能和高精度的要求。
研究涡轮叶片精密成形技术成为当前航空发动机领域的热点之一。
通过精密成形技术，可以实现涡轮叶片的高精度、高效率的制造，提高发动机的性能和可靠性。
涡轮叶片精密成形技术还可以减少材料浪费和能耗，降低制造成本，符合航空工业的可持续发展要求。
深入研究航空发动机涡轮叶片精密成形技术的背景意义重大，能够为航空领域的技术进步和发展提供重要支持和保障。
1.2 研究意义航空发动机涡轮叶片精密成形技术的研究意义在于提高航空发动机的性能和效率，进一步推动航空工业的发展。
随着航空业的快速发展，对涡轮叶片精密成形技术的要求也越来越高。
研究该技术能够提高航空发动机的性能和可靠性，减少能源消耗和碳排放，从而符合节能减排的国际趋势。
涡轮叶片是航空发动机的关键部件之一，其质量和制造工艺直接影响整个发动机的工作效率和安全性。
民用航空发动机气冷涡轮技术发展研究
《节 能 技 术 》
ＥＮＥＲＧＹ Ｃ０ＮＳ ＥＲＶＡＴ１ ０Ｎ ＴＥＣＨ２ Ｓ ｍ． ．１ ０
Ｎｏ ． ０１ Ｎｏ ６ ｖ ２ １， ．
民用 航 空发 动 机 气 冷涡 轮 技术 发 展 研 究
王松 涛 ， 韩 俊 ， 风波 ， 国泰 ， 温 冯 王仲奇 哈 尔滨 １０ ０ ） ５ ０ １ （ 尔滨 工业 大学 发动机 气体动 力研 究 中心 ， 哈 黑龙 江
摘
要： 本文 简述 了民用航 空发动 机 的发展 历程 ， 成 本 、 低 高寿命 涡轮 是 航 空发 动 机 的核 心 组
件 。指 出提 升 涡轮进 口温度是 提 高涡轮 性 能的有 效措施 ， 而采 用气体 冷却技 术 可 以降低 涡轮 损耗 ， 并进 一步 分析 了气体 冷却 技 术的种 类和 作 用 ， 我 国 民用航 空发 动 机 气 冷 涡轮 的研 究和发 展提 供 为
Ａｂ ｔａ ｔ Ｔ ｉ ｐ ｐ ｒｉ ｔ ｄ ｃ ｓ ｔ ｅ ｄ ｖ ｌｐ ｎ ｆｃ ｖｌａ ｉｔ ｎ ｅ ｇ ｎ ．Ｔ ｅ ｌｗ ｒｃ ｓ ｎ ｉｈ ｒｌ ｅ ｓ ｒ ｃ ： ｈ ｓ ａ ｅ ｎ ｒ ｕ ｅ ｈ ｅ ｅ ｏ ｍｅ ｔ ｉｉ ｖ ａｉ ｎ ｉ ｅ ｈ ｏ ｅ ｏ ｔａ ｄ ｈ ｇ ｅ ｉ ｏ ｏ ｏ ｆ ｅ ｐ ｃ ａ ｃ ｕ ｂ ｎ ｎ ｉ ｅ ｉ ｔ ｅｃ ｒ ｏ ｏ ｅ ｔ ｍｐ ｒ ｔｍｐ ｒ ｔ ｒ ｅ ｋ ｙ ｏ ｒ ｖ ｎ ｅｆ ｒ ｎ ｅ ｘ ｅ ｔｎ ｙ ｔ ｒ ｉ ｅ ｅ ｇ ｎ ｏ ｅ ｃ ｍｐ ｎ ｎ ．Ｉ ｏ ｔ ｅ ｅ ａｕ ｅ ｉ ｔ ｅ ｆ ｍｐ ｏ ｉ ｇ ｐ ｒ ｍａ ｃ ｓｈ ｓｈ ｉ ｏ
第 三代 涡轮风 扇发 动机 ， 四代 具有 超 音 速巡 航 能 第 力 的高 性能 涡轮 风扇 发 动 机 ， 空发 动 机 技术 水 平 航 有 了很 大 的提高 。 美 国 Ｉ Ｔ Ｔ计 划提 出在未 来 十几 年 内使得 美 ＨＰ Ｅ
航空燃气涡轮发动机原理
航空燃气涡轮发动机原理
航空发动机是飞机的心脏，它直接影响着飞机的性能和安全。
它是利用燃气产生的推力来使活塞做往复运动，从而产生升力和推力。
航空发动机按工作原理可分为压气机、燃烧室、涡轮、喷管和尾喷管等部分，下面就来介绍一下航空发动机的基本工作原理。
1.压气机
压气机是用来产生空气动力的机械，通常在飞机中扮演着压缩空气的角色。
与飞机其他机械相比，发动机具有体积小、重量轻、推力大、推重比高等特点。
1.燃烧室
燃烧室是用来引燃燃料和空气以产生高温高压燃气的部分。
燃烧室是发动机的核心部件，其容积大小直接决定着发动机的最大推力。
1.涡轮
涡轮是航空发动机中转动部件之一，它将发动机排出的高温高压气体做功，使之变成具有一定速度的高压气体。
在航空发动机中，涡轮又是推动活塞运动的动力装置。
涡轮是由电动机或燃气轮机驱动的，其传动方式有齿轮传动和齿轮-轴传动两种。
涡轮旋转时带动轴旋转，产生一个与轴方向相反的推力，这就是推力矢量控制技
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术（IFCV）。
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北京航空航天大学科技成果——7kW级微型燃气涡轮发电
北京航空航天大学科技成果——7kW级微型燃气涡轮发电机项目简介7kW级微型燃气涡轮发电机是一种便携式动力和发电设备，可广泛用于单兵便携式电源、电动汽车增程器、微小型无人机动力、地面应急电源、太阳能光热发电等诸多领域。
目前，国内外已有的7kW 级动力和发电系统均基于活塞式发动机，由于活塞发动机转速较低导致整个动力和发电系统的重量和体积均较大、便携性较差，同时由于整个系统比较复杂，使得系统的可靠性和维修性较差、寿命较低。
而微型燃气涡轮发电机则可以完美解决活塞式内燃机动力和发电系统的上述固有问题，具有结构简单、体积小、重量轻、寿命长、环保性好、可靠性高、维修性好等特点，是活塞基动力和发电系统的“终结者”。
目前相同功率量级微型燃气涡轮发电机国外尚处于研制阶段，并无成熟产品；国内其他单位尚未开展7kW级微型燃气涡轮发电机的相关研究，已有的30kW级微型燃气涡轮发电机多以模仿国外产品为主，自主知识产权性较差。
本项目研制的7kW级微型燃气涡轮发电机将燃气涡轮发动机和发电机同轴布置，利用燃气涡轮发动机直接驱动高速发电机，同时在研制过程中还采用了先进的气动和结构设计技术、燃烧技术以及回热技术，使得产品的油耗仅为0.46kg/（kW•h），并可以采用航空煤油、柴油、天然气等多种燃料，重量是现有微型发电机的1/10，而寿命则是现有微型发电机的6倍，且整个产品的零部件数量不超过50个，大大提高了可靠性、维修性。
产品综合性能及各项指标在国内外均处于绝对领先地位，且具有完全的自主知识产权。
微型燃气涡轮发电机及核心部件技术状态研发团队已攻克了微型燃气涡轮发电机中涉及的高速起发电机、高效叶轮机、高性能燃烧室、紧凑轻质回热器等诸多核心技术，并已完成关键部件和整机的试验验证，验证结果显示各部件和整机的性能均已达到设计指标要求。
目前，团队正在进行产品的全寿命考核试车和设计取证工作。
知识产权已获得授权国家发明专利2项，另有11项发明专利、1项实用新型专利均已受理。
航空与航天航空发动机技术的创新与突破
航空与航天航空发动机技术的创新与突破航空与航天航空发动机技术一直是航空工业的核心竞争力，对于飞机的性能、效率和安全性起着至关重要的作用。
近年来，随着科技的不断发展和创新，航空与航天航空发动机技术也取得了许多突破和进展。
本文将探讨这些技术的创新与突破，以及对航空与航天行业的影响。
一、材料创新材料是航空与航天航空发动机技术创新的重要方面之一。
传统航空发动机主要采用的是金属材料，如钛合金和镍基合金。
然而，这些材料的密度较高，对于提高发动机的燃油效率和推重比存在限制。
近年来，航空与航天领域开始采用新型材料，如复合材料和陶瓷基复合材料，来制造发动机的关键部件。
这些材料不仅具有较低的密度，还具有较高的强度和热稳定性，能够有效提高发动机的性能和效率。
此外，与金属材料不同，新型材料还能够减轻发动机的重量、增加使用寿命，并减少维修和更换的频率，降低了运营成本。
二、燃烧技术创新燃烧技术是航空与航天航空发动机技术创新的另一个关键领域。
传统的航空发动机燃烧方式存在着高温燃烧、燃烧效率低、排放物多等问题。
为了提高燃烧效率和降低排放物的排放量，航空与航天行业开始采用新型燃烧技术。
脉冲燃烧技术是一种创新的燃烧技术，其基本原理是使燃气在燃烧室中产生脉冲式爆炸燃烧，通过这种方式可以更充分地利用燃料的能量，并提高发动机的效率。
此外，脉冲燃烧技术还可以减少有害气体和颗粒物的排放，对于保护环境和改善空气质量具有积极意义。
三、涡扇发动机技术创新涡扇发动机是目前民用客机和军用飞机最常用的航空发动机之一，其技术创新对于提高飞行性能和降低燃油消耗起着重要作用。
涡扇发动机的关键创新点在于提高推力和效率，减少噪音和排放。
采用高压涡扇发动机技术是涡扇发动机领域的一个重大突破。
高压涡扇发动机具有较高的推力和效率，同时还能够减少噪音和排放物的产生。
这种技术通过提高涡轮压比，实现了更高的喷气速度和更高的推力，从而提高了飞机的爬升性能和巡航速度。
四、智能控制系统创新随着航空与航天航空发动机技术的创新，智能控制系统的发展也变得愈发重要。
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航空燃气涡轮发动机涡轮部件的功能是将从燃烧室流出的高温燃气的热能和压力能转换成机械功，驱动风扇、压气机和附件工作。
在涡桨或涡轴发动机中，涡轮还用于驱动螺旋桨或直升机的旋翼。
按燃气流动方向，涡轮可分为轴流式和径流式。
现代航空燃气涡轮发动机涡轮几乎都采用轴流式。
在轴流式涡轮中，根据转子驱动的对象又可分为高压、中压和低压涡轮。
涡轮部件是发动机中单位重量最重、最复杂、成本最高的部件，所以，涡轮的设计目标是保证其应用所需的耐久性前提下，在高性能和经济可承受性之间维持一种平衡。
为此，设计者们通过采用先进的气动、结构、冷却、强度设计，以及新材料和新工艺等多种技术措施来实现这一目标。
涡轮CFD技术（1）非定常仿真技术非定常仿真技术是对一个时间周期内离散瞬间的涡轮动静域流场进行求解，动静域之间采用直接数据传递的方式，能够真实详细描述瞬态的涡轮内流场变化。
随着计算机技术的不断发展，现有的计算设备已能开展非定常仿真技术的大量研究工作。
部分国外发动机公司不同程度的采用了此项先进设计技术，如美国的IHPTET计划中将非定常仿真技术用于解决转子和静子之间相互作用的机械激振，并将此技术用于F119发动机设计。
近年来国外开展了凹槽顶部间隙、轴向气封间隙、热斑、尾迹、气膜冷却等气动和传热非定常方面的研究和应用，极大地提高涡轮叶片设计水平。
（2）气膜冷却仿真技术目前，工程设计中广泛采用气膜冷却方式对涡轮叶片进行冷却。
如何准确模拟冷气与主流的掺混流动是准确评估冷却涡轮性能的关键所在。
通常采用两种方式进行气膜冷却数值模拟。
第一种是冷气喷射源项法，它在叶片表面和端壁给定质量、动量和能量源分布来考虑气膜冷却流动；该方法的优点是所需的工作量和计算时间较少、易于实现。
第二种是真实气膜孔仿真方法，生成气膜孔甚至内腔网格，并对每个气膜孔甚至内腔流动均进行数值模拟；此方法划分网格复杂、时间长、计算量大，但优点是可以获得非常详细的流动信息，实现气热耦合计算，对温度场的求解更加准确。
国外实现了基于结构化网格和非结构化网格的真实气膜孔仿真，例如：霍尼韦尔公司的Paul Vitt等（如图1）、美国加利福尼亚州空气动力中心的Ron Ho Ni等（如图2）、俄罗斯OJSC的Victoria Krivonosova等。
图1. Honeywell气膜冷却非结构化网格图2. 加利福尼亚州空气动力中心Code Leo程序气热耦合求解结果三维设计技术（1）超高载荷叶片全三维设计随着对发动机性能、重量、可靠性、经济性等的要求越来越高，涡轮叶片数量越来越少，涡轮叶片载荷也越来越高，涡轮处于跨音流动甚至超音流动状态，需开展超高载荷叶片的全三维设计技术研发。
其中，包括了叶片复合倾斜技术、叶片端弯技术、叶片端壁融合技术、宽弦叶片技术、支板与叶片融合设计技术、跨音叶型设计技术、超音叶型设计技术等。
（2）非轴对称端壁技术非轴对称端壁技术将端壁造型从二维发展到三维，通过调整端壁的三维曲面形状，能够有效减小涡轮二次流损失，从而提高涡轮效率。
罗•罗公司是第一个开始研究和应用非轴对称端壁技术的发动机公司，并申请相关专利，采用非轴对称端壁设计技术可提高涡轮效率1.0%左右。
空客A380遄达900航空发动机的低压涡轮部件（如图3）和先进中等推力E3E 发动机核心机的高压涡轮导叶及工作叶片端壁（如图4）均采用了该技术。
MTU公司构建了一套非轴对称端壁设计体系。
P&W公司是首个进行非轴对称端壁设计对冷却效率影响研究的公司。
图3. 遄达900发动机低压涡轮非轴对称端壁图4. E3E发动机高压涡轮动叶端壁高效冷却叶片设计（1）铸冷叶片技术铸冷叶片源于艾利逊公司的“Castcool”概念，它是一种可以一次铸造出内部复杂形状的加工方法。
利用Castcool可以将十分复杂的冷却结构一次铸成在单晶部件（如涡轮叶片）之内，同时，在IHPTET计划中Allison公司研发了一种Lamilloy冷却方案，此方案为多孔层板材料叶片。
在IHPTET计划第二阶段，Castcool技术与Lamilloy冷却方案结合，研制出了铸冷高低压叶片（如图5，叶片前缘和尾缘采用气膜冷却，而叶片其余部分则采用双层壁Lamilloy冷却），并在CAESAR验证机中进行了强度和冷却实验验证。
图5. 高、低压涡轮铸冷工作叶片（2）超冷叶片技术超冷叶片源于普惠公司的“super cooling”概念。
超冷叶片有几百个铸造的或激光打的小孔，外形与常规冷却叶片一样，但其内部是用CFD方法设计的。
在IHPTET计划第二阶段，在CAESAR核心机中对超冷叶片技术进行了实验验证（如图6），并将此技术成功转化至F119核心机中验证。
同时，P&W公司在F135发动机的高压涡轮上采用超冷技术，冷却效率提高20％。
此技术已在F136、PW8000发动机高压涡轮叶片得到了应用。
图6 . IHPTET计划开发的内部强对流冷却涡轮叶片先进结构设计（1）高低压涡轮对转技术高低压对转涡轮结构是高负荷单级高压涡轮后接对转无导叶低压涡轮。
IHPTET计划中的GE公司COPE涡轮方案验证了这一技术。
F136发动机就采用了此结构。
F119发动机虽然也使用了高低压涡轮反转技术，但其高压涡轮和低压涡轮之间仍带有导叶。
无导叶对转涡轮技术不仅可用在军用涡扇发动机上，也可用于民用涡扇发动机。
（2）双幅板涡轮盘采用当前的镍基合金制造的常规（单辐板）高压涡轮盘其AN2值已达到极限，面临的局面是，提高AN2值必须有突破性技术的支持。
因此，双辐板盘（图7）成为提高AN2的研究重点。
双辐板盘在结构传力路线和AN2方面比常规高压涡轮盘有明显的优势。
普惠公司在先进涡轮发动机燃气发生器XTC67/1上实验了焊接的双辐板高压涡轮盘技术，验证了涡轮盘重量减轻17%，同时转速提高9%。
图7. IHPTET中双辐板涡轮盘（3）可变面积涡轮导向器GE发展了四代变循环发动机：在第二代变循环发动机（GE21）的研制中实现了可调面积低压涡轮导向器技术突破；在第三代变循环发动机（F120）的研制中实现了可调面积高压涡轮导向器技术突破，并实现了发动机空中试飞验证；第四代变循环发动机是COPE方案，在GE与艾利逊公司（AADC）（RR参与）联合研究的COPE方案中关键技术之一就是高效可调面积高压涡轮导向器，采用了一种独特的凸轮驱动结构解决过去变面积导向器的冷却漏气引起的性能损失问题，能使部分推力状态下SFC降低10%~25%。
日本在高超声速运输机推进系统研究计划下研究的组合循环发动机，其低速推进系统选用变循环涡扇发动机，低压涡轮采用了可变面积导向器，用于控制发动机的涵道比和调整高/低压涡轮的功率分配。
先进耐高温材料与工艺（1）陶瓷基复合材料陶瓷基复合材料在不带冷却的条件下耐温能力高达1650K以上，密度却是传统叶片材料的三分之一，热膨胀系数是传统镍基合金的四分之一。
在大型军用涡扇发动机中，目前已经得到成功验证的陶瓷基复合材料涡轮部件主要有：涡轮间过渡段机匣部件，使冷却空气减少了100%，重量减轻50%；低压涡轮导叶，减重的同时减少了冷却气流；高压涡轮空心导叶，与典型的镍基合金导叶相比，重量减轻50%，冷却空气量减少20%。
美国在IHPTET计划下开发了无冷却陶瓷基低压涡轮和端壁（如图8），并已用于F136发动机未来发展型。
图8. IHPTET计划开发的陶瓷基低压涡轮叶片和陶瓷基涡轮端壁（2）高温金属间化合物金属间化合物具有重量轻、耐高温、提高部件效率等优点，在涡轮部件中的应用主要是低压涡轮后面几级的叶片。
具体的研究对象主要有：钛铝、铌铝、二硅化钼、二硅化铌。
涡轮叶片历来用铸造，为了减轻重量而采用金属间化合物材料，使涡轮部件结构和设计复杂化，从而改变了涡轮叶片的加工技术。
（3）热障涂层热障涂层应用对象是工作温度超过1250℃的涡轮工作叶片表面。
电子束物理气相沉积热障涂层具有良好的热疲劳特性，可用于高压涡轮叶片。
微层压(Micro-Laminate)热障涂层可用于涡轮导向叶片和工作叶片。
这些先进热障涂层的导热率和重量都大大降低，能有效提高涡轮叶片的工作温度，保证叶片寿命。
目前，国外正在研制耐温水平150度以上的热障涂层。
叶尖间隙主动控制技术涡轮叶尖间隙主动控制技术是一项通过控制涡轮叶尖间隙的变化来降低发动机耗油率、污染物的排放，提高可靠性和延长使用寿命的重要技术措施。
高压涡轮叶尖间隙减小0.254毫M可减小1%的耗油率，排气温度减低10°C。
主动间隙控制的目标就是让涡轮叶尖间隙在发动机工作过程中，尤其是在巡航状态下保持一个最小值，同时又能保证在整个发动机飞行包线内叶尖和涡轮外环不会发生碰磨。
在高压涡轮采用主动间隙控制比压气机和低压涡轮有更加突出的好处，减小高压涡轮叶尖间隙所得的效益是低压涡轮的4倍，高压压气机的2倍，而在运输机上获得的效益又是战斗机的2倍。
在大涵道比航空燃气涡轮发动机上广泛采用主动间隙控制技术。
目前，热控制方法的主动间隙控制得到了广泛的应用。
如CFM56、PW4000、V2500、GE90等都采用的是主动热控制方法。
但由于主动热控制方法存在响应速度慢且无反馈信息，而无法精确控制间隙的原因，国外正在大力开展机械控制、压力控制等研究和验证，预计在不久的将来这些新的主动间隙控制方法会在大涵道比航空发动机和航改燃机上得到广泛应用。
先进刷式封严技术刷式封严技术最初是上世纪七十年代初英国罗罗公司提出的一种新型密封技术。
这种新型密封结构可大大降低航空发动机空气系统的气流量损失，增加推力，降低耗油率，显著提高发动机性能。
刷式封严是一种接触式密封，与传统的篦齿封严相比，重量轻、易于更换。
GE公司的实验表明刷式密封的泄漏量只有篦齿密封的5%～10%。
德国MTU公司的研究也发现，用刷式封严代替压气机和涡轮处的篦齿封严，则发动机的泄漏量可减少80%，相应的发动机耗油量能减小至少1%。
1989年V2500-A1发动机成为以刷式密封取得执照的第一台生产型航空发动机。
英国牛津大学于1990年提出了“压力平衡型低滞后效应的刷式封严”的专利设计，这种结构已经在GE90发动机的实验中通过了验证。
在高密封压力、高环境温度和高表面速度的环境下，刷式封严存在刷丝掉毛现象，同时也存在密封的滞后效应，MTU研制了一种新型的刷式封严结构以解决此问题。