郭 琦

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

TBCC用渦輪發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展

郭 琦

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機，是高超聲速巡航導彈、遠程高速察打飛機和空天飛行器等未來航空武器系統(tǒng)的理想推進裝置。TBCC只有匹配高速(Ma2～4)渦輪發(fā)動機技術(shù)，才能實現(xiàn)遠程高速航空武器系統(tǒng)的技戰(zhàn)術(shù)指標。高推重比、低耗油率、高溫部件的長壽命和耐久性，是高速渦輪發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)指標。從上世紀80年代末起，美歐在提高級負荷、減重、減少泄漏、提高溫度、減少冷氣量和延長高溫部件壽命等技術(shù)領(lǐng)域，開展了廣泛而深入的技術(shù)開發(fā)與驗證。GOTChA技術(shù)開發(fā)流程是攻克這些技術(shù)難關(guān)的有效方法。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機；發(fā)散冷卻；VAATE；陶瓷基復合材料；遠程攻擊；超緊湊燃燒室；預(yù)冷冷卻空氣

1 引言

進入新世紀，隨著美國新軍事變革的實施，世界航空武器裝備向高速、遠程和經(jīng)濟的方向發(fā)展，在不久的將來，空天一體戰(zhàn)、信息一體戰(zhàn)及全球作戰(zhàn)將成為現(xiàn)實[1]。對于海外軍事基地不斷縮減或海外沒有軍事基地的國家來說，要完成對時敏目標的遠程快速攻擊或偵察任務(wù)，高速飛行器至關(guān)重要。高超聲速飛行器是未來軍民用航空器的戰(zhàn)略發(fā)展方向，被喻為將是繼螺旋槳、噴氣推進之后航空史上的第三次革命[2]。高超聲速巡航導彈、遠程高速察打飛機和空天飛行器等未來武器系統(tǒng)及超聲速民用客機，都需借助渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機技術(shù)，而高速(Ma2～4)渦輪發(fā)動機是其關(guān)鍵技術(shù)。

從上世紀80年代末起，美歐持續(xù)進行了高推重比渦輪發(fā)動機技術(shù)研究。美國通過IHPTET、VAATE、UEET、RTA、HiSTED、RATTLRS、ADVENT等計劃，持續(xù)開展高速渦輪發(fā)動機技術(shù)開發(fā)與驗證，并取得一些關(guān)鍵技術(shù)突破(圖1)。歐洲在ACME、AMET、LAPCAT等計劃中，對高速渦輪發(fā)動機的關(guān)鍵部件技術(shù)進行了研究。

圖1 威廉姆斯公司的高馬赫數(shù)WJ38渦輪發(fā)動機[3]Fig.1 Williams International high Mach WJ38 turbine engine

2 用TBCC推進的高速航空武器平臺

2.1 高超聲速巡航導彈

高超聲速巡航導彈能高速飛行幾分鐘打擊幾百海里外的時敏目標，如彈道導彈發(fā)射架、疾駛的車輛、海上的艦船及各種加固目標。發(fā)展TBCC推進裝置，除需突破高速渦輪發(fā)動機技術(shù)外，還要克服超燃沖壓發(fā)動機的技術(shù)障礙。

2.2 遠程(全球)偵察和攻擊飛機

發(fā)展高空高速有/無人偵察飛機是未來戰(zhàn)爭的一個新方向。國外正在研究超聲速巡航攻擊飛機，以替代目前的亞聲速轟炸機。這種類型的飛機采用碳氫燃料的TBCC發(fā)動機。事實上，半個世紀前，J58發(fā)動機的出色表現(xiàn)已展示了TBCC動力系統(tǒng)的可行性、優(yōu)越性和戰(zhàn)術(shù)用途。

一般而言，渦扇發(fā)動機在整個飛行范圍內(nèi)只起加速器的作用，使飛行器達到?jīng)_壓發(fā)動機單獨有效工作的飛行速度，而在飛行過程的大部分時間里并不工作。因此渦扇發(fā)動機的重量和尺寸應(yīng)盡可能小，即推重比大。

2.3 吸氣式空天飛行器

快速反應(yīng)空天飛行器用氫燃料的TBCC發(fā)動機作為低速段(Ma0～12)的動力裝置，具有比沖高、安全可靠、成本低和靈活性好等優(yōu)點[1,4]。高超聲速飛行器若結(jié)合高性能的C4ISR系統(tǒng)，將使空天飛行器的威力大增，實現(xiàn)太空支持和天軍作戰(zhàn)。

3 高速渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)進展

高速渦輪發(fā)動機的關(guān)鍵性能指標是：具備高推重比，盡可能保證飛行器尺寸較??；整個飛行過程中始終保持較低的耗油率，以滿足遠程飛行的需要；高工作壓力和溫度環(huán)境下具備長壽命和良好耐久性，以提高重復使用飛行器的作戰(zhàn)效能。因此，高速渦輪發(fā)動機需開發(fā)輕質(zhì)創(chuàng)新結(jié)構(gòu)部件，提高高溫環(huán)境下的部件效率，采用耐高溫輕質(zhì)材料及高效冷卻技術(shù)。

3.1 高效冷卻技術(shù)

3.1.1 發(fā)散冷卻技術(shù)

發(fā)散冷卻是非常高效的創(chuàng)新冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計，可用于燃燒室和高壓渦輪，能大幅提高冷卻效果，減少冷卻用氣量，同時延長工作壽命，降低成本。冷卻介質(zhì)從多孔材料的微孔里以與熱流相反的方向流出，利用多孔材料優(yōu)秀的傳熱傳質(zhì)性能，將冷卻介質(zhì)均勻地輸送到整個高溫表面，冷卻介質(zhì)在多孔材料內(nèi)部與多孔材料進行熱交換，吸收熱量，同時在高溫表面形成一層薄膜，提高了冷卻效率和冷卻部位的準確性。美國艾利遜公司開發(fā)的Lamilloy多孔層板冷卻工藝，每層都鑄造有多個孔或多個通道(圖2)。IHPTET計劃對采用Lamilloy工藝的高溫燃燒室進行了驗證，火焰筒外環(huán)采用MA754材料多孔發(fā)散冷卻層板，承受的最高溫度提高了110 K。該技術(shù)已在F136發(fā)動機燃燒室的外環(huán)上采用。

圖2 Lamilloy多孔層板Fig.2 Lamilloy structure

發(fā)散冷卻技術(shù)在高壓渦輪上得到廣泛應(yīng)用，如鑄冷葉片、超冷葉片及雙層壁Lamilloy葉片。采用該技術(shù)后，高壓渦輪工作葉片能承受更高溫度，或在同樣溫度情況下壽命得以延長。鑄冷是艾利遜公司的一項專利技術(shù)，利用該技術(shù)可在單晶渦輪葉片內(nèi)部一次鑄造出十分復雜的冷卻結(jié)構(gòu)，也可在耐高溫單晶材料中鑄造出小孔和復雜形狀。超冷葉片有幾百個鑄造的或激光打的小孔，外形與常規(guī)冷卻葉片沒區(qū)別，內(nèi)部采用CFD方法設(shè)計。

3.1.2 預(yù)冷冷卻空氣

隨著燃燒室最高溫度的增加，發(fā)動機熱端部件需要更多的冷卻空氣及更高效的冷卻技術(shù)。利用引出更多壓縮空氣對熱端部件進行冷卻，并非理想解決方法，這會降低發(fā)動機熱力循環(huán)效率。同時，隨著總壓比的增加，引氣的溫度越來越高。減少冷氣量的一個可行方法是利用油氣換熱器，使溫度較高的冷卻空氣與燃油進行熱交換。預(yù)冷冷卻空氣技術(shù)可減少冷卻空氣用量，從而提高發(fā)動機總效率；升高燃燒室進口溫度，進而提高推重比；同時還可延長高溫部件壽命。但增加換熱器會增加發(fā)動機的復雜性、零件數(shù)和重量，放大被探測到的弱點，也會增加飛機的燃油熱負荷。

3.1.3 脈沖氣膜冷卻

美國空軍研究實驗室開發(fā)了一種叫脈沖氣膜冷卻的新型冷卻方法，用來對渦輪葉型前緣部位進行氣膜冷卻。該方法使用脈沖氣膜冷卻氣流和擴散成形孔結(jié)構(gòu)，取代了目前在渦輪發(fā)動機中普遍采用的連續(xù)氣膜冷卻氣流和典型的圓柱形孔結(jié)構(gòu)，能使氣膜冷卻氣流減少18%～41%。

3.2 輕質(zhì)耐高溫材料

3.2.1 陶瓷基復合材料(CMC)

CMC的優(yōu)勢非常明顯：可在不帶冷卻的條件下承受1 650 K以上的高溫，密度是傳統(tǒng)葉片材料的三分之一，熱膨脹系數(shù)是傳統(tǒng)鎳基合金的四分之一。CMC能承受更高的溫度，可取消或減少冷卻氣流，從而提高渦輪效率；可簡化結(jié)構(gòu)，大幅減輕結(jié)構(gòu)重量，提高葉片轉(zhuǎn)速，延長使用壽命，增大發(fā)動機推力。目前，航空發(fā)動機領(lǐng)域正在研究碳纖維增強碳化硅陶瓷基復合材料(C/SiC)和碳化硅纖維增強碳化硅陶瓷基復合材料(SiC/SiC)兩種采用連續(xù)纖維增強的陶瓷基復合材料，其中C/SiC的抗氧化性能相對較差[5]。IHPTET計劃驗證的空心CMC高壓渦輪導葉與常規(guī)鎳基高溫合金導葉相比，重量輕50%，冷卻氣量減少20%。IHPTET計劃開發(fā)的不帶冷卻的CMC低壓渦輪工作葉片所能承受的溫度，明顯比類似低壓渦輪帶冷卻金屬葉片的高，這顯著減少了常規(guī)金屬工作葉片所需的冷卻氣量，從而增加系統(tǒng)推力。此項技術(shù)是為F136發(fā)動機未來發(fā)展型和VAATE計劃中遠程攻擊推進系統(tǒng)設(shè)計一種帶冷卻CMC低壓渦輪工作葉片的第一步。一旦得到驗證，就能用CMC來制造大型渦扇和渦噴發(fā)動機的一些低壓渦輪零件，使渦輪工作溫度進一步提高[6]。

盡管CMC用于熱端部件前景誘人，但仍需克服設(shè)計約束、CMC基工藝的復雜性、可行的部件加工方法及與金屬零件的聯(lián)接問題等挑戰(zhàn)。

3.2.2 金屬基復合材料(MMC)

對比常規(guī)金屬材料，MMC重量明顯更輕，耐溫能力更強。鈦鋁耐高溫能力比鋁強，重量比鈦合金和鎳合金輕，可用于燃燒室機匣和壓氣機最后幾級的工作葉片。γ-TiAl材料用于壓氣機，密度低，剛性好，耐溫能力高于鈦合金，可解決鈦火問題。鈦基復合材料是制造整體葉環(huán)(圖3)的理想材料，IHPTET計劃已進行了驗證。高溫渦輪部件材料可采用鈦鋁、鎳鋁(鎳鋁耐高溫能力強于鎳基高溫合金)等金屬間化合物，這類材料具有重量輕、耐高溫、強度高等優(yōu)點。但還須評估MMC材料的特性(如延展性)并改進制造工藝。

圖3 整體葉環(huán)Fig.3 Bling

3.4 輕質(zhì)創(chuàng)新結(jié)構(gòu)部件

3.4.1 超緊湊燃燒室(UCC)

圖4 超緊湊燃燒室概念Fig.4 Ultra compact combustor concept

圖5 渦輪級間燃燒概念Fig.5 UCC/ITB concept

圖6 駐渦燃燒概念Fig.6 Trapped vortex combustion concept

與傳統(tǒng)燃燒室相比，超緊湊燃燒室[7，8](圖4)涉及三大獨特概念：渦輪級間燃燒(圖5)、駐渦燃燒(圖6)和離心力強化燃燒。UCC設(shè)計原理是，空氣以一定角度射入渦輪級間腔體，形成高旋流，利用離心加速度效應(yīng)形成徑向火焰(常規(guī)燃燒室是軸向火焰)，以縮短火焰長度，同時采用駐渦燃燒技術(shù)來穩(wěn)定火焰。為縮短燃燒時間，須提高可燃物的火焰?zhèn)鞑ニ俾?。NASA格林研究中心的研究表明，當離心加速度大于200 g時，火焰?zhèn)鞑ニ俾逝c離心加速度的平方根成正比。因此，離心加速度是提高火焰?zhèn)鞑ニ俾?、縮短火焰長度的關(guān)鍵。此類燃燒室在保持性能的前提下，可使燃燒室縮短50%。另外，由于超緊湊燃燒室依靠來流的旋流效應(yīng)，因此可取消燃燒室前的靜子，進一步減輕重量。

3.4.2 變循環(huán)技術(shù)

對于寬馬赫數(shù)范圍的高速飛行器而言，采用變循環(huán)技術(shù)能使發(fā)動機在整個飛行狀態(tài)下都具有良好的性能。NASA的RTA-1發(fā)動機，在亞聲速巡航低功率狀態(tài)下，發(fā)動機以雙涵(渦扇)模式工作；在超聲速巡航高功率狀態(tài)下，發(fā)動機以單涵(渦噴)模式工作。LAPCAT計劃開發(fā)的三種變循環(huán)發(fā)動機概念與RTA-1的設(shè)計相似，均為雙涵道渦扇發(fā)動機，主要差異為風扇或壓氣機的級數(shù)及總壓比。

可變面積渦輪導向器是其中一項變循環(huán)技術(shù)?？勺兠娣e渦輪導向器在保證高馬赫數(shù)飛行所需的高單位推力的同時，使核心部件更加緊湊。GE公司和艾利遜公司在XTC76核心機上成功驗證了可變面積高壓渦輪導向器技術(shù)，使耗油率在整個飛行包線內(nèi)都得到了降低。此技術(shù)已應(yīng)用到F136發(fā)動機的高壓渦輪上。

核心機驅(qū)動風扇級(CDFS)是變循環(huán)發(fā)動機的關(guān)鍵部件。其固定在壓氣機上，作用類似于風扇的最后一級，由高壓渦輪驅(qū)動。這有利于高、低壓渦輪間的功率負荷平衡，使高、低壓渦輪都可單級使用。與常規(guī)渦扇發(fā)動機相比，減少了一級低壓渦輪，從而減輕了發(fā)動機重量。CDFS提高了發(fā)動機推重比，并使多設(shè)計點飛行器具備非常高效的巡航工作模式。

3.4.3 對轉(zhuǎn)渦輪

對轉(zhuǎn)渦輪設(shè)計有很多優(yōu)勢。如去掉低壓渦輪導葉可減少冷氣量和零件數(shù)，降低因渦輪導葉冷卻引氣導致的泄漏和氣動損失，縮短發(fā)動機軸向長度，減輕重量，降低成本。從機械強度考慮，當飛機機動飛行時，作用于兩轉(zhuǎn)子上的陀螺力矩會相互抵消大部分，可減少外傳到飛機機身的力矩。另外，對于裝在兩轉(zhuǎn)子間的中介軸承，軸承內(nèi)、外環(huán)轉(zhuǎn)向相反時，會大大降低保持架與轉(zhuǎn)子組合體相對內(nèi)、外環(huán)的轉(zhuǎn)速，有利于軸承工作，但這也增加了封嚴難度。對轉(zhuǎn)渦輪設(shè)計的最大挑戰(zhàn)是，如何正確地處理由此引起的高低壓渦輪之間的非定常相互干擾。F136發(fā)動機和LAPCAT計劃的Scimitar發(fā)動機，均采用了對轉(zhuǎn)渦輪設(shè)計技術(shù)。

3.5 提高高溫部件效率的措施

發(fā)動機部件設(shè)計過程中，傳統(tǒng)設(shè)計方法是采用大的安全設(shè)計裕度，以保證發(fā)動機在整個壽命周期及整個飛行包線內(nèi)都能正常工作，但安全裕度大會降低發(fā)動機性能。采用主動控制技術(shù)能安全地減小這些裕度[9]，提高高溫環(huán)境下的部件效率。

(1) 流動主動控制

發(fā)動機內(nèi)部的流動主動控制，主要采取穩(wěn)定性主動控制、葉尖間隙主動控制及流體附面層主動控制。

穩(wěn)定性主動控制可預(yù)防失速和喘振，提高推重比，降低油耗和成本。為保證常規(guī)發(fā)動機系統(tǒng)無失速工作，壓氣機設(shè)計就要求失速壓比超過穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)壓比10%～30%，這就必須增加壓氣機級數(shù)，將導致重量和成本增加，并影響氣動性能。主動穩(wěn)定性控制能減少所需壓氣機級數(shù)，從而減輕重量，降低成本。

在寬馬赫數(shù)工作狀態(tài)下，由于葉尖間隙而造成的漏氣對壓氣機和渦輪的效率造成嚴重影響，可采用主動間隙控制技術(shù)。

利用先進傳感器感知壁面流體在附面層分離時的切應(yīng)力擾動，并控制分布在葉片表面的微泡驅(qū)動器吹氣或吸氣，可實現(xiàn)對流體附面層的主動控制。

(2) 燃燒過程主動控制

燃燒過程主動控制的目的，是解決先進推進系統(tǒng)燃燒不穩(wěn)定和燃燒室出口溫度分布不均，從而提高燃燒室及渦輪部件的壽命及可靠性。

4TBCC技術(shù)發(fā)展途徑分析和建議

現(xiàn)有渦輪發(fā)動機雖能使飛機和導彈達到Ma3以上，但推重比小，維修性和耐久性都差。GE公司的研究表明，在渦扇沖壓組合、串聯(lián)式渦輪沖壓組合、環(huán)繞式渦輪沖壓組合和膨脹器空氣渦輪沖壓組合四種組合方式中，渦扇沖壓組合方案最好[10]。

4.1 依托大型預(yù)研計劃實現(xiàn)關(guān)鍵技術(shù)突破

TBCC的渦輪發(fā)動機最理想的特性是推重比高、耗油率低，對于可重復使用的高超聲速飛行器，還應(yīng)保證在高工作壓力和溫度環(huán)境下具備良好的壽命和耐久性。美國的IHPTET計劃經(jīng)過18年時間，完成了高推重比大型渦扇/渦噴發(fā)動機和導彈用渦輪發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)驗證。2005年IHPTET計劃結(jié)束后，美國又即時實施VAATE計劃，繼續(xù)開發(fā)驗證更高推重比的渦輪發(fā)動機技術(shù)。前述高速渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)都在IHPTET或VAATE計劃下開發(fā)。

NASA的革命性渦輪加速器(RTA)計劃，對IHPTET和VAATE計劃開發(fā)的大推力先進渦輪發(fā)動機技術(shù)在TBCC中的應(yīng)用，進行考核驗證。RTA計劃第一階段(RTA-1)是對相關(guān)技術(shù)進行系統(tǒng)驗證試驗，考核渦輪發(fā)動機能否在較寬馬赫數(shù)范圍下工作；第二階段(RTA-2)通過地面試驗，考核推重比15的渦輪發(fā)動機能否在Ma5狀態(tài)下工作[11]。RTA-1(圖7)先以成熟的YF120發(fā)動機技術(shù)為基礎(chǔ)，根據(jù)TBCC的要求適當改進，如高壓壓氣機第1級換成核心機驅(qū)動風扇，第2、3級采用耐溫能力更好的新材料等，以保證項目進度要求。RTA-2則需融入IHPTET、VAATE及UEET計劃開發(fā)的先進渦輪發(fā)動機技術(shù)，以滿足設(shè)計指標。通過RTA項目，TBCC的技術(shù)成熟度能達到6級。

圖7 革命性的渦輪加速器RTA-1Fig.7 Revolutionary turbine accelerator RTA-1

4.2 通過先進的GOTChA技術(shù)開發(fā)流程保證項目目標的實現(xiàn)

IHPTET和VAATE計劃都采用了GOTChA技術(shù)開發(fā)流程。該開發(fā)流程是保證重大技術(shù)項目目標順利實現(xiàn)的有效方法，其建立方法[12]是：

第一步是根據(jù)用戶要求，明確項目頂層目標(Goals)；第二步是根據(jù)項目頂層目標分解出各主要部件的技術(shù)指標要求(Objectives)；第三步是分析提出達到部件高技術(shù)指標要求面臨的技術(shù)難點(Tech?nical Challenges)；第四步是明確提出解決這些技術(shù)難點的具體技術(shù)途徑和創(chuàng)新方法(Approaches)；最后針對特定技術(shù)制定實施計劃，完成技術(shù)開發(fā)(圖8)。圖9是一個GOTChA開發(fā)流程實例，Goals是IHPTET計劃的總目標，Objectives是陶瓷基復合材料燃燒室火焰筒和渦輪導葉的技術(shù)指標。

圖8 GOTChA流程Fig.8 GOTChA process

圖9 CMC燃燒室火焰筒和渦輪導葉GOTChA流程Fig.9 The GOTChA process of CMC combustor liner and turbine vane

GOTChA方法的最大優(yōu)點是，能有效控制整個計劃的每個重要節(jié)點，最大限度掌控項目的進度和成本。GOTChA流程使整個項目目標、技術(shù)路線圖、關(guān)鍵技術(shù)障礙及關(guān)鍵技術(shù)方法清晰明了，便于項目各級管理者全面掌控涉及面廣的大型科研項目。其獨特之處是，自頂向下制定GOTChA流程，然后自底向上完成技術(shù)開發(fā)，實現(xiàn)頂層目標。GOTChA流程要取得效果，關(guān)鍵是要嚴格遵從頂層目標、部件技術(shù)指標和技術(shù)難點的定義。

4.3 高速渦輪發(fā)動機技術(shù)是實現(xiàn)高超聲速飛行器目標的基礎(chǔ)

為實現(xiàn)高超聲速飛行器的技戰(zhàn)術(shù)指標，采用高速渦輪發(fā)動機技術(shù)的TBCC推進系統(tǒng)是最理想的方案。但目前世界上還沒有高速渦輪發(fā)動機型號產(chǎn)品，美國的高速渦輪發(fā)動機也處于關(guān)鍵技術(shù)開發(fā)與驗證階段。同時，由于發(fā)展TBCC系統(tǒng)還需攻克一系列的關(guān)鍵技術(shù)障礙，因此在高速渦輪發(fā)動機技術(shù)成熟之前，可采用現(xiàn)有渦輪發(fā)動機技術(shù)來推進TBCC的技術(shù)發(fā)展。

美國提出了一種三噴氣式的渦輪與火箭基組合循環(huán)(T/RBCC)發(fā)動機概念。它將渦噴發(fā)動機、火箭引射沖壓發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機三種推進形式組合在一起，形成三噴氣式發(fā)動機[11]?；鸺錄_壓發(fā)動機在Ma0～4區(qū)間工作，彌補了現(xiàn)有渦輪發(fā)動機向雙模態(tài)沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)換時推力不足的問題。因此三噴氣式組合發(fā)動機是高速渦輪發(fā)動機技術(shù)成熟之前的一個理想替代方案。

為滿足高速渦輪發(fā)動機的三大關(guān)鍵性能指標，需開發(fā)輕質(zhì)創(chuàng)新結(jié)構(gòu)部件(如超緊湊燃燒室、變循環(huán)結(jié)構(gòu)、核心機驅(qū)動風扇級和對轉(zhuǎn)渦輪)，采用主動控制技術(shù)提高高溫環(huán)境下的部件效率，采用耐高溫輕質(zhì)材料(如陶瓷基復合材料和金屬基復合材料)，以及采用更高效的冷卻技術(shù)(如發(fā)散冷卻、預(yù)冷冷卻空氣和脈沖氣膜冷卻)。

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Evolution of Turbine Engine Technology for TBCC

GUO Qi

(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Turbine based combined cycle(TBCC)engines are ideal propulsion systems for future aero ar?mament systems such as hypersonic cruise missiles,long-range and high speed reconnaissance/strike air?crafts and aerospace vehicles.The tactical targets of long-range and high speed aero armament systems could be realized no other than TBCC with high speed turbine engine is equipped.The crucial technical in?dexes of high speed turbine engines are high thrust-to-weight ratio,low specific fuel consumption,long life and durability of hot section components.Broad research and development at those interrelated areas was introduced in occident since 1980s.The technologies were developed such as light weight innovation struc?tures,high component efficiencies at hot environments,high temperature capability and light weight materi?als,and very effective cooling.The GOTChA process is an effective method to answer these technology challenges.

high speed turbine engine；transpiration cooling；VAATE；ceramic matrix composites；long-range strike；ultra-compact combustor；pre-cooled cooling air

V235

A

1672-2620(2013)06-0015-06

2013-11-15；

2013-12-23

郭 琦(1966-)，男，四川隆昌人，研究員，碩士，主要從事航空發(fā)動機情報研究工作。