太行航空发动机总体设计方案
航空发动机的总体设计与优化
航空发动机的总体设计与优化航空发动机是飞行器中必不可少的关键部件，其质量和性能的优劣直接决定了飞机的空中性能和燃油消耗效率。
因此，航空发动机总体设计与优化是工程师们不断努力探索和改进的重点。
一、航空发动机总体设计航空发动机的总体设计是由许多参数组成的。
这些参数包括发动机的尺寸、工作原理、推进方式、燃油消耗等等。
其中，工作原理是最重要的一个参数。
发动机的工作原理包括内燃和外燃两种方式，而内燃则分为涡轮式和直接式两种形式。
涡轮式发动机的工作原理是通过利用燃料燃烧后的高温高压气体，推动涡轮以驱动飞机。
直接式发动机直接将燃料燃烧，并将产生的气体推动发动机。
在总体设计过程中，需要考虑航空发动机的尺寸。
发动机的尺寸大小直接影响了机身以及推进原料的质量和效率。
基本上，发动机越小，则越轻便，越容易管理。
小型化的发动机适合于小型飞机和无人机，而大型发动机适合于大型飞机和军用飞行器。
二、航空发动机优化为达到优化效果，航空发动机的优化过程就是在设计的基础上不断地对参数进行调整和改进，最终使得发动机达到更好的性能和更好的燃油效率。
航空发动机的优化包括以下几个方面：1、提高燃油效率。
燃油效率是航空发动机设计和优化过程中非常重要的一方面。
燃油消耗与飞行器的航线、高度、重量等有关。
如何在机体重量不变的情况下减小发动机所需的功率和燃油消耗，是发动机优化的一个重要目标。
2、降低噪音和污染。
环保和噪音是目前航空领域越来越重视的问题。
航空发动机存在着噪音大、碳排量高的问题，工程师们在设计过程中会关注这一问题，并根据问题的不同寻找更好的解决方案。
3、提高推力和性能。
航空发动机设计的另一个重要目标是提高推力和性能。
性能主要指飞行器在给定条件下的速度、高度、爬升率等。
推力和性能的提高是通过更高的压缩比、更高的燃烧温度、更好的降温功能实现的。
总体来说，航空发动机的总体设计和优化是一个很复杂的任务，涵盖多个层面。
基于发动机尺寸、工作原理、推进方式、燃油消耗等参数，工程师们不断进行优化和改进，以期望在保证性能和燃油效率的情况下，尽量降低制造成本，达到更好的飞行效果。
“太行”还是不“太行”？
2.增加推力和推重比的增推改进型号；目前太行虽然具有相当先进的核心机，但是由于我国在工业基础方面的差距，并没有把核心机的性能完全发挥出来。今后太行改进将会增加加力推力和推重比，完全释放先进核心机的性能潜力。预计太行增推改进型的加力推力能够达到13吨左右，甚至达到14吨乃至更高的级别，在加力推力上承接三代动力和四代动力；推重比预计达到9，甚至10左右，可以实现在中国四代动力不成熟的情况下保证中国未来四代战斗机的首飞和试飞任务。另外，我国在三代战斗机改进上也需要增推型太行。歼十作为一款空优中型战斗机是完全合格的，但是随着空军日后在对地打击任务方面承担更多的份额。笔者推断，我国也会在歼十的基础上改进出一款强调对地和精确打击的三代半中型战斗机。这款战斗机将在气动和结构设计上做出较大改动，机身加宽，进气道可能采用三维乘波设计（就是枭龙上目前采用的鼓包进气道），增加挂架数量和载弹量，这些改进对于发动机的推力性能提出很高要求。如果太行能够继续改进，加力推力在不长的时间内能够达到上述的14吨左右，就完全能够胜任歼十改型的推力要求。同样，我国也会在歼十一基础上改进出一款远程对地精确打击重型战斗轰炸机，这款战轰将会采用更新的机体结构---在结构设计和应用水平上超越俄罗斯苏35系列---而且具有更大的载油量和载弹量，从而在综合水平上超越苏30系列，接近或者达到F15E的作战效能。太行改进型也会在这样一款先进的战斗轰炸机上为我国攻防兼备空军战术体系的建立做出突出贡献。
1.增加可靠性和寿命的基本型号；弥补太行基本型号在可靠性和寿命方面的不足，进一步应用先进材料和控制系统，使得太行从推力级别到各种性能都完全达到国际第三代军用大推力涡扇发动机先进水平。这个改进的重点就是换装我国自主研制的DD6单晶涡轮叶片和安装我国为太行研制的全权数字控制系统。这些改进措施，将使得太行在寿命，可靠性，加速性，启动特性，升限以及推力曲线方面基本达到和超过现有俄罗斯发动机的标准，为今后实现完全不依赖俄罗斯三代航空发动机打下坚实基础。
航空发动机设计及性能分析
航空发动机设计及性能分析导言航空发动机是航空器的核心部件，它影响着航空器的性能和安全。
航空发动机设计及性能分析是航空工业的重要领域之一。
本文将就航空发动机设计及性能分析这一话题进行阐述。
一、航空发动机的设计航空发动机的设计是指在航空发动机设计阶段，通过对发动机的结构、性能、工艺等方面的分析和研究，确定发动机的总体结构、关键参数，及各个组件的设计方案。
航空发动机设计的主要内容包括以下方面：1.总体设计航空发动机的总体设计应包括以下方面：（1）发动机的使用目标和使用场合（2）发动机的技术方案和基本结构（3）发动机的关键参数及范围根据使用场合和使用目标的不同，航空发动机的总体设计会有所不同。
例如，商业客机所使用的发动机与军用飞机所使用的发动机在设计上也存在很大差异。
2.热力学设计热力学设计是航空发动机设计中的重要内容之一。
热力学设计的主要任务是确定各个部件的热力学参数，如高压机的压比、低压涡轮机的膨胀比等。
通过热力学设计，可以确定航空发动机的基本技术方案。
3.气动设计气动设计是航空发动机设计中的一个重要部分，气动设计的主要任务是为了达到最佳燃烧增压比和最优化的效率选择最佳的叶片数量、活动触媒等部件。
4.结构设计结构设计是航空发动机设计中较为重要的一个环节。
结构设计的主要任务是设计出合理的格局结构、合理的强度结构、合理的减震结构，并保证在重载工作下的耐久性及可靠性。
二、航空发动机的性能分析航空发动机的性能分析可以评估其性能和优缺点，为优化设计方案提供理论支持。
航空发动机的性能分析通常包括以下几个方面：1.最大推力最大推力是航空发动机性能的重要指标之一。
最大推力是发动机所能输出的最大动力。
最大推力与发动机的尺寸、气流速度和应用范围有着密切的关系。
通常来说，航空发动机的最大推力越大，其使用范围就越广泛。
2.燃油消耗率燃油消耗率是指航空发动机在运行中每小时消耗的燃料量。
燃油消耗率越低，航空发动机的使用费用就会越低。
航空发动机壳体结构设计优化
航空发动机壳体结构设计优化作为航空动力系统的核心部件，航空发动机壳体扮演着重要的角色，它不仅是航空发动机中储存各种重要元件的容器，还负责维护发动机的稳定运转。
航空发动机壳体在运行时需承受来自飞行器的高速飞行、大气涡流、温度变化等多方面的极大压力和冲击力，因此，必须具有足够的强度、刚度和耐久性。
为了满足航空发动机壳体的各种特殊要求，设计人员需要采用先进的计算机技术进行优化设计。
航空发动机壳体结构设计优化的目的在于实现轻量化、高强度和低振动，同时减少损伤和延长使用寿命。
以下是几种不同的优化设计方法：1.几何形状优化发动机壳体的几何形状对其性能有着很大的影响。
例如，优化空气动力学可减小风阻和噪声，改善空气流动和冷却效果。
此外，为了提高发动机的自然频率，可以优化壳体几何形状。
采用独特的曲线设计和复杂的几何结构，可以提高壳体的自然频率，减少振动和缩短振动时间，从而保证壳体的稳定性。
2.材料优化选择合适的材料也是优化发动机壳体结构的一种方法。
高性能材料可以提高壳体的耐久性和强度，例如，碳纤维强化复合材料在空气航空工业中应用广泛，因为它们比其他材料更轻，更具强度和刚度。
应用新型材料制造发动机壳体可以带来很多好处。
例如，应用钛合金替代钢铁材料可降低壳体重量以及延长使用寿命，同时还可抵御磨损、腐蚀和裂纹扩散等维度。
因此，选择材料需要考虑到材料的特性和应用环境。
3.结构优化为了优化发动机壳体结构，还需要采用高级工程设计技术，例如，优化结构拓扑可以减轻结构重量。
此外，结构优化还可以提高材料的使用效率，减少材料浪费。
选择合适的连接方式，如紧固件和点焊等，可以提高结构的强度和刚度。
还可以在结构中添加支撑，如筋条和加强板，来增加壳体的抵抗弯曲和剪切应力的能力。
结论以上是航空发动机壳体结构设计优化的基本方法。
优化结构设计可以提高空间利用率、减轻重量、提高结构强度和稳定性、降低成本、延长使用寿命等，这有着不可估量的价值。
尽管航空发动机壳体结构设计优化是一个复杂的过程，但它是使现代航空工业持续发展和进步的关键因素之一。
航空发动机综合课程设计全本DOC
航空工程学院航空发动机综合课程设计题目在发动机防冰打开时，发动机进近慢车转速低Engine Idle Speed, Approach Idle Speed Low, Engine Anti-Ice is ON作者姓名专业名称飞行器动力工程指导教师李平教授提交日期答辩日期目录第一章 CFM56-7 发动机概述 (1)第二章发动机防冰系统介绍 (3)2.1发动机防冰系统 (3)2.2发动机防冰部件 (4)2.3发动机防冰原理 (6)2.4发动机防冰结构框图 (7)2.4发动机防冰功能框图 (7)第三章发动机EEC和DEU介绍 (9)3.1发动机电子控制器(EEC) (9)3.1.1发动机电子控制器(EEC)概述 (9)3.1.2发动机电子控制器(EEC)接头 (9)3.1.3发动机电子控制器冷却 (10)3.1.4发动机电子控制器功能描述 (10)3.1.5发动机识别插头 (11)3.1.6发动机电子控制器交流发电机 (12)3.1.7发动机电子控制器（EEC）供电 (13)3.1.8 EEC结构框图 (14)3.1.9EEC功能框图 (15)3.2显示电子组件(DEU) (16)3.3DEU结构框图 (17)3.3 DEU功能框图 (17)第四章故障分析 (19)4.1故障原因概述 (19)4.2故障原因分析 (19)4.2.1发动机防冰控制开关故障 (19)4.2.2发动机防冰控制开关与DEU之间线路和连接器故障 (19)4.2.3 DEU故障 (20)4.2.4EEC故障 (20)4.3排故过程 (20)4.4故障危害 (21)4.5故障树 (21)4.6排故流程图 (21)参考文献： (23)附录：工卡 (24)航空发动机课程综合设计第一章CFM56-7 发动机概述CFM56-7 是装载于波音737-600，-700，-800, -900，-BBJ，-COMBI,-C40A飞机上的高涵道比、双转子、轴流式的涡轮风扇发动机。
航空发动机设计及优化
航空发动机设计及优化随着现代航空业的不断发展，航空发动机的设计与优化也成为了这一领域内的重要课题。
航空发动机的质量与性能优化直接影响着飞机的安全性与经济性，因此，针对航空发动机的设计与优化，近些年来研究者们投入了大量精力，进行了大量的工作。
本文将从几个方面介绍航空发动机的设计及优化工作，以期为广大航空相关人士提供一些参考。
一、需求分析与总体设计首先，在进行航空发动机的设计与优化工作前，我们要对设计的需求进行详细的分析。
而不同的需求也会对航空发动机的总体设计产生影响。
例如，在一些重载运输飞机上，较大的推力会成为一个主要的设计指标；而在一些商用飞机上，则需要考虑到燃油的经济性与环保性等因素。
因此，进行航空发动机的设计与优化前，我们必须要明确设计需求，并结合所属领域的特点，制定出合理的总体设计方案。
二、原理分析与模拟仿真在得到了航空发动机的总体设计方案后，我们需要对其内部结构进行更加详细的优化。
这时，原理分析与模拟仿真将会成为我们的主要工作。
首先，我们需要对航空发动机的燃烧原理进行分析，确定出设计中重要的参数，如油分输出、瞬态响应时间等。
此外，通过计算流体力学仿真，我们可以对航空发动机内部的气流进行模拟分析，优化进出口形状、喷油香港、推进器等，提升航空发动机的效率与推力。
模拟与分析过程还可以确定设计方案的优化方向，减少了设计成本和试验测试的时间和费用。
三、材料选型与冷却设计航空发动机设计的优化除了内部结构的优化外，对于发动机所使用的材料和冷却系统的配备也尤为关键。
一般而言，航空发动机中会使用到高温合金等材料，以抵御高温环境的侵蚀和氧化。
同时，对于冷却系统的配备和水温的控制，也对航空发动机的寿命和效率产生着重要的影响。
因此，在进行航空发动机设计时，我们需要选择适用于高温和极端环境的材料，并在冷却系统的设计上尽可能地保证稳定性和可靠性。
四、优化测试与改进最后，在设计完成后，我们需要对航空发动机进行严格的测试与评估。
航空发动机结构设计
F404低压风扇
❖等外径气流通道设计
第一节 概 述
等内径设计
❖优点：提高末级叶片效率。 ❖缺点：对气体加功量小，级数多。
等中径设计
❖介于两者之间，一般均混合采用。
CFM56-5C高压压气机
❖等内径气流通道设计
第二节 轴流压气机转子
❖1. 转子的基本结构 ❖2. 压气机工作叶片结构 ❖3. 压气机轮盘结构 ❖4. 转子平衡技术
2.压气机工作叶片结构
2.压气机工作叶片结构
2.压气机工作叶片结构
❖ 带蜂窝结构
❖ 带波纹片结构
❖RR公司的空心叶片设计
2.压气机工作叶片结构
2.压气机工作叶片结构
❖ 根部 (榫头)
叶片和盘的连接部分并将叶片的离心力均匀加在 盘缘上。
轴向燕尾型--广泛采用于风扇、压气机中。 环形燕尾槽--用于高压后几级中。 榫树型榫头--在压气机中较少使用。
加强盘式转子
• SPEY 低压压气机转子
混合式转子
❖ 恰当半径：
盘的变形等于鼓的变形。
❖ 盘加强鼓：
盘的变形小于鼓的变形。
❖ 鼓加强盘：
盘的变形大于鼓的变形。
混合式转子
1. 转子的基本结构
❖二、转子的连结形式：
短螺栓连接短螺栓连接转子
二、转子的连结形式
RB211-535E4
GE90
3.防外来物打伤（FOD）
CFM56-2
CFM56-3
CFM56-5 CFM56-7
4. 防喘装置
❖ 1.喘振原因
进气畸变，吞烟，进气道堵塞。
❖ 2.防喘措施
放气机构 可调进口导向器叶片 可调静子叶片 处理机匣 多转子。
放气机构
航空发动机设计
航空发动机设计航空发动机是现代空中交通运输最重要的动力装置之一，承担着为航空器提供动力、保障飞行安全等重要任务。
世界航空工业界对航空发动机的设计始终保持着高度关注，每一次技术革新都将促进其性能的提升。
本文将从航空发动机的总体设计、气动设计和热力设计几个方面进行分析和论述。
一、总体设计航空发动机的总体设计是指以满足飞机速度、高度和航程等要求为目标，按照一定的比例和结构特征确定发动机的大小、外形和重量等参数。
一般来说，发动机的外形和大小是根据其所要安装的机翼和机身空间而设计的。
发动机的布局形式有单发、双发和多发等形式，不同形式的布局对发动机总体设计的影响也不尽相同。
发动机的重量是设计的另一个重要参数。
随着设计技术的进步，发动机的重量一直在得到不断降低，这对于航空器的综合性能提升起到了积极作用。
航空发动机的设计应该充分考虑到其使用条件，如高空、低温和恶劣环境等。
因此，航空发动机的设计必须具有优良的可靠性和稳定性，以确保航空器的安全飞行。
二、气动设计气动设计是指按照一定的飞行条件和设计要求，设计合适的进气口、压气机、燃烧室、涡轮等零部件，以达到满足发动机的性能要求。
进气口的设计必须保证足够的空气流量和压力，以满足发动机的燃烧需要。
压气机是发动机的核心部件之一，它能将空气压缩并注入燃烧室，产生高温高压气流，推动涡轮后的涡轮叶片。
燃烧室是将空气和燃油混合并燃烧产生功率的关键部件。
涡轮是发动机的另一个核心部件，能够带动压气机旋转，产生足够的空气流量和压力。
涡轮叶片的设计应该充分考虑到离心力、热应力和疲劳寿命等因素。
气动设计的目的是使发动机在高空、高速等复杂飞行环境下具有优良的性能和可靠的稳定性。
同时，好的气动设计还能够保证发动机的高效率、节能环保等特性。
三、热力设计热力设计是指在满足气动设计和总体设计要求的基础上，对燃料燃烧过程、发动机热力性能和排放控制等方面进行设计和优化。
发动机的燃料燃烧过程是将化学能转化为机械能的关键环节，其质量和效率直接影响着发动机的总体性能。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
一·本型航空发动机的应用领域
舰载机是以航空母舰或其他军舰为基地的海军飞机。
用于攻击空中、水面、水下和地面目标，并遂行预警、侦察、巡逻、护航、布雷、扫雷和垂直登陆等任务。
它是海军航空兵的主要作战手段之一，是在海洋战场上夺取和保持制空权、制海权的重要力量。
舰载机能适应海洋环境。
普通舰载机一般在6级风、4～5级浪的海况下，仍能在航空母舰上起落。
舰载机能远在舰炮和战术导弹射程以外进行活动；借助母舰的续航力，可远离本国领土，进入各海洋活动。
舰载歼击机多兼有攻击水面、地面目标的能力，舰载强击机（攻击机）多兼有空战能力，以充分发挥有限数量舰载机的最大效能。
舰载飞机的起落和飞行条件比陆上飞机恶劣,因此舰载飞机应有良好的起飞性能、较低的着陆速度、良好的低速操纵性。
驾驶舱的视野开阔，在母舰和飞机上还装有特殊的导航设备，便于驾驶员对准甲板跑道。
为了少占甲板面积和便于在舰上机库存储器放，多数舰载飞机的机翼在停放时可以向上折叠，有的垂尾和机头也可以折转。
此外，海水和潮湿的环境容易使飞机机体、发动机和机载设备严重腐蚀，飞机要有较好的防腐蚀措施。
二·航空发动机的性能设计指标
推力：15000daN
单位推力：20daN·s/kg
重量：150kg
推重比：10
耗油率：0.4kg/(h·N)
总压比：36
涡轮前温度：1800K
整机效率：50%
设计寿命：24000h
三·航空发动机的结构形式
3.1压气机
采用传统的小涵道比涡轮风扇发动机。
涡轮风扇发动机有内外两
个涵道，它的外涵风扇处于飞机进气道内，可以在跨声速或超声速飞行时工作，较之于螺浆发动机具有效率高的优点。
涡扇发动机与涡喷发动机相比，它具有较高的推进效率与较大的推力。
而且采用涡轮风扇发动机后，为提高热效率而提高涡轮前温度不会给推进效率带来不利影响。
而且外涵道的冷空气可以在涡轮部位形成冷空气薄膜，降低涡轮前高温燃气对涡轮的损害。
而且外涵道空气与涡轮后燃气相掺混，有利于增加推力并降低噪音。
下面对主要部件进行阐述。
压气机依然选用轴流式压气机。
空气在轴流式是压气机中的流动方向大致平行工作轮轴，采用此中压气机的优点是其流动使其在结构上容易组织多级压缩，以没一级都较低的整压压力比获得较高的压气机总增压压力比。
每级的增压压力i1.15-1.35之间，使得空气流经每级叶片通道时无需急剧的改变方向，减少流动损失，因而压气机效率高。
特别在大流量是，轴流式压气机较其他种类的压气机更容易获得较高的压气机效率，可达90%左右，多级轴流式压气机还具有大流量，高效率，小迎风面的优点。
采用鼓盘式转子，兼顾鼓式转子的抗弯刚性和盘式转子的承受大离心载荷的能力，具体为混合式鼓盘转子，采用这种形式的转
子结构，兼有可拆卸转子和不可拆卸转子的优点，对制造技术和工艺要求不太高，同时也给设计者提供了广阔的选择空间，并且方便检查、维修和更换。
工作叶片采用了可控扩散叶型，叶型厚度及曲率按最佳分布。
基本消除了附面层的分离，增加了压气机有效流通面积，提高了压气机效率。
叶型的叶弦较宽，前后较厚，具有较好的抗腐蚀和抗冲击性。
端部过弯叶身是为了减少叶片两端壁附面层所造成的二次损失，因而将叶身尖端和根部前、后绕特别的加以弯曲。
这种新一代高效能叶片，使压气机的级效率及压气机的特性得到了进一步的提高。
喘振对轴流压气机是最危险的状态,使机组发生强烈的振动, 造成推力瓦过负荷, 能在很短时间内引起压气机的损坏。
因此, 压气机应绝对避免在喘振区运行。
由于压气机运行工况的改变,特别是在供风外网阻力突然增大(如高炉悬料或管道系统阀门误关闭), 使压气机出口风压突然上升(风量突然减小), 压气机将会迅速逼近甚至闯人喘振点而引起喘振, 即使运行操作人员监盘如何高度集中,处理如何迅速, 往往仍避免不了压气机发生喘振, 只是使喘振现象能得到及时处理。
为此, 压气机防喘振保护是必不可少的, 其可靠性也是头等重要的。
为了避免在叶尖处产生旋转失速，利用吹起和放气来控制附面层比较有效，采用在机匣内壁上加工成环捎、料槽，使失速裕度大大改善。
同时，采用双转子压气机防喘，在相同总增压比及总级数时，当压气机转子分开
后每个转子的级数减少，同时各转子可以再各自的最佳转速工作，转子的转速实现自动调节。
防冰系统。
当客机在高空飞行穿过有冷水汽的云层时，或当发动机在空气湿度较高和气温接近0摄氏度的条件下工作时，发动机进口部分，如进气道唇口、整流罩、整流支板等，就会出现结冰现象。
该冰层会引起发动机进口界面减小，改变发动机进口流场，使发动机的性能变差，严重时则可能会引起压气机喘振。
此外，由于发动机整动，冰层可能破裂，冰块就会被吸入发动机内，打伤叶片，甚至损坏整台发动机。
因此、发动机前部和进气装置采取防冰措施。
为此采用对容易结冰的部件进行加温，一是压气机的热空气，二是采用电加热，本发动机采取二者结合的方式，有效避免结构结冰。
封气装置。
在压气机转子和静子之间，如转子叶片顶端与机匣间，整流器内环与转子鼓间，转子前后端面与机匣间都存在着漏气损失，严重影响压气机效率。
为此，除了采用良好的间隙设计外，还必须有良好的封气装置。
非接触式密封可以再高相对线速度是，减少漏气面积和减少压力两个方面减少漏气损失。
3.2涡轮
采用三级的轴向式对转涡轮。
它增大了高压涡轮工作轮出口气流的切线速度，加大了高压涡轮的输出功率。
减轻了涡轮的结构质量。
而且当飞机做机动飞行时发动机转子的高速旋转会产生巨大的陀螺力矩，由于对转涡轮有相反方向的转子，可以平衡彼此产生的陀螺力
矩。
该结构形式的涡轮很适合所设计航空发动机。
涡轮设计通过下面几个方法提高涡轮的耐热性。
第一，强制冷却。
在涡轮叶片上设计很多细小的管道，外涵道的高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，这就是“空心气冷叶片”。
在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。
冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片器和涡轮叶片前缘上的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却气膜。
第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片，用耐热性能更好的陶瓷等材料制作涡轮叶片。
第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。
在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。
通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷。
3.3涡轮的冷却技术。
第一，强制冷却，在涡轮叶片上设计了许多细小管道，高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作，同时对流冷却在叶片中不停有冷却气流在叶片中流动以带走叶片上的热量。
第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片。
一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热性能更好的陶瓷等材料制作涡轮叶片。
可是如果没有深厚的基础科学作保证，高性能的涡轮材料研制也就无从谈起。
也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。
第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。
早在航空涡轮发动机诞生之初，人们就在涡轮的表面。