摘要：40 年前，罗罗在对航空发动机的未来进行了极具前瞻性的展望。当时，燃油成本高企、研发投入巨大，让提升燃油效率成为重中之重。文中对航空发动机设计与性能的发展历程及未来趋势进行了历史性回顾，重点强调了通过提高燃油效率来降低拥有成本。阐述了控制概念设计和性能的基本原

导读：40 年前，罗罗在对航空发动机的未来进行了极具前瞻性的展望。当时，燃油成本高企、研发投入巨大，让提升燃油效率成为重中之重。文中对航空发动机设计与性能的发展历程及未来趋势进行了历史性回顾，重点强调了通过提高燃油效率来降低拥有成本。阐述了控制概念设计和性能的基本原理，讨论了发动机热力循环的选择，尤其侧重于民用运输机发动机，并简要说明了军用飞机发动机的设计要求，同时提出了短期内提高性能的可能性和长期的设想，概述了材料、机械设计和空气动力学方面的先进技术需求。探讨通过改进部件效率、优化发动机循环、采用先进材料等提升燃油效率的途径，还展望了先进螺旋桨、边界层推进、再生循环等技术的应用前景。如今，40 年过去，航空发动机领域发生了巨大变化。罗罗当初的这些展望如今实现了多少？是部分成真，还是仍在路上？

在探讨航空发动机的未来发展之前，简要回顾一下过去八十年间航空发动机的巨大发展是很有意思的。19 世纪最后 25 年，对机翼进行的初步风洞试验证明了动力飞行的可行性，但当时需要一种非常轻的动力装置。同一时期，奥托循环内燃机发明并开始迅速应用于汽车领域。显然，这就是使动力飞行成为现实的原动机。

到 1903 年，莱特兄弟研制出了一款四缸发动机，重 175 磅，功率为 16 马力。这种每马力 11 磅的比重量水平使得首次真正的动力飞行成为可能。

1914 年的第一次世界大战极大地推动了军用飞机和发动机的发展。1914 年创下的一些记录很好地说明了这种快速发展：最高速度超过 160 英里 / 小时，持续 24 小时的飞行航程达到 1500 英里，飞行高度接近 30000 英尺。而这一切距离莱特兄弟的首次飞行仅仅过去了 11 年。

关于燃气轮机驱动螺旋桨的第一个实际方案又过了 12 年才出现。4 年后的 1930 年，当时还是克兰韦尔学员的弗兰克・惠特尔提出利用燃气轮机的排气为飞机提供喷气推进。经过又 7 年的试验和磨难，惠特尔在 1937 年才实现了他的第一台发动机运转。

在此期间，德国也在研发燃气轮机，并于 1939 年用亨克尔 He178 实现了首次涡轮喷气式飞行。惠特尔发动机直到 1941 年 6 月才在格洛斯特流星式飞机上实现飞行。在早期，涡轮喷气发动机的优势在于其重量轻、尺寸小，并且能够高速飞行，不受高速时螺旋桨效率下降的限制。

如今，航空发动机设计师面临着激烈的竞争环境。不仅燃油成本高昂，而且设计、开发和推出一款先进航空发动机的成本也非常高，因此政府的大量财政支持至关重要，同时人们也在寻求共享或合作项目。由于成本高昂，新型发动机和机身的营销和推出周期现在也变得更长。在这种情况下，在可预见的新发动机需求出现之前就提前开展概念设计和研究至关重要。从最初的概念，经过研究测试，到原型展示，最后投入实际使用，10 年的时间跨度并不为过。设计师不仅要有前瞻性，能够展望未来 10 年，还必须考虑运营商使用发动机的所有成本因素。这些观点同样适用于民用运输机发动机和军用发动机。

RB 211 民用涡轮风扇发动机的概念设计始于 20 世纪 60 年代初，起初并不十分紧迫，但很快激烈的竞争就使得研究和示范的时间变得非常有限。该发动机于 1972 年投入航空公司使用，但后来不得不花费高昂的成本进行大量的开发测试和改进。图 1 展示的 RB 211 动力装置剖面图很好地说明了其详细的复杂性。

图 1：RB 211 涡轮风扇发动机

在概念设计阶段就融入低总体拥有成本的基本原理来设计发动机，对发动机制造商和飞机运营商都非常有利，而不是通过漫长且昂贵的开发过程来实现这一目标。

虽然发动机似乎只是影响飞机拥有和运营成本的众多部件之一，但发动机的设计和性能有着深远的影响。一款具有成本效益的发动机应具备以下基本特征：（a）初始价格低；（b）维护成本低；（c）重量轻；（d）可靠性高；（e）燃油效率高。

低初始价格、低维护成本和高可靠性是直接有助于降低拥有成本的明显因素。高燃油效率除了能直接节省燃油成本外，还对实现低拥有成本有许多其他间接影响。

更高效的发动机所需的燃油重量更少，这会降低机身结构重量，减少推动飞机所需的推力，因此发动机可以更小、更轻。飞机总重量的减轻降低了飞机的初始成本、折旧费用、保险费用和机组人员成本。机场着陆费用、维护费用和飞机设施费用也都会降低。因此，提高发动机燃油效率会引发一个强有力的良性循环。

在当今高昂的燃油成本下，民用飞机直接运营成本的 50% 以上来自燃油费用。从长期来看，燃油价格预计将继续上涨，因此，高燃油效率必须是主导未来民用航空发动机设计的首要因素。

下一节将概述一些影响传统燃气轮机航空发动机燃油效率的基本设计参数。为了清晰简洁，本文采用了一种简化的方法。当然，还有许多其他决定发动机重量、可靠性、结构和成本的因素需要考虑，但本文未作说明，然而这些因素至关重要。

为简单起见，航空燃气轮机发动机可被视为由三个部分组成：产生动力的部分（即燃气发生器）、推进喷气机系统，以及将燃气发生器的动力传递到推进喷气机的传动系统。

热效率主要由焦耳或布雷顿循环的运行条件控制。在理想部件和理想气体的情况下，涡轮运行温度对热效率没有影响。然而，当考虑实际部件效率时，情况就并非如此了。

提高部件效率有两方面的作用。一方面，更好的部件效率会直接提高热效率；另一方面，在更高的部件效率水平下，最佳循环压力会增加（见图 2）。如果要实现更高压力比带来的潜在收益，确保涡轮冷却空气需求不会抵消这种改进就很重要。显然，在更高的压力比下，冷却空气温度会更高，需要的冷却空气量也会更多，除非采用更好的冷却技术或更先进的高温材料（见图 3）。

图 2：部件效率对循环压力比选择的影响

图 3：涡轮进口温度和高温材料技术对热效率的影响

发动机选择的最终喷气流速度大小不仅决定了推进效率的高低，还决定了发动机的机械结构。这种结构可以从简单的高速纯喷气发动机，到中等喷气流速度的涡轮风扇发动机，再到低速喷气流的螺旋桨发动机不等。

对于旁路发动机，传动效率是风扇涡轮效率和风扇效率的函数，同时也取决于燃气发生器输出传递到旁路气流的比例。

RB 211 以及普惠和通用电气目前其他竞争的大型涡轮风扇发动机的基本发动机循环选择，是通过优化燃油消耗、发动机重量和直接运营成本来确定的。

燃气发生器的热效率水平是由采用与可获得的部件效率水平相一致的最高发动机压力比所决定的。涡轮进口温度由叶片冷却技术和材料特性所设定的限制决定。旁通比或单位推力水平决定了推进效率，它是在推进效率的提高与因更大直径导致的阻力、重量和成本增加之间进行平衡来确定的。仅考虑燃油消耗时，最佳旁通比的值比在计算直接运营成本时引入重量和成本因素时要高。这一点在图 4 中有所体现。

图 4：发动机直接运营成本

表 1 列出了典型的大型涡轮风扇发动机（如 RB 211）的损失细分。由此可以看出，发动机消耗的燃油中大约只有三分之一用于推动飞机。

表 1：损失来源、等效燃油消耗率、等效总效率的相关数据

这些损失的细分在很宽的喷气流速度或单位推力范围内会有所不同。图 5 所示的性能是基于一系列发动机（从喷气发动机到涡轮螺旋桨发动机）的通用燃气发生器。

随着单位推力的降低，推进效率的提高会被发动机整流罩直径增大带来的阻力增加所抵消。阻力增加取决于飞机的飞行马赫数。对于中程民用运输机所需的巡航速度而言，这种阻力增加限制了通过采用相对较大、单位推力较低的风扇来降低燃油消耗率的效果，使其提升幅度仅略高于 5%。要实现这一微小的改进，就需要开发高功率变速箱来驱动更大、转速更慢的风扇。显然，如果我们想通过降低单位推力来显著提高燃油效率，就必须找到一种设计低阻力整流罩的技术，或者开发一种无整流罩的开放式推进器。

图 6 以简单的方式说明了降低单位推力对推进器直径和推进效率的直接影响，与当今以 RB 211 发动机为代表的大型涡轮风扇发动机标准相比。该图再次清楚地表明，有整流罩的发动机或涡轮风扇发动机在推进效率方面进一步提升的空间非常有限，而先进螺旋桨的成功应用和开发则具有潜在的收益。该图还表明存在双循环的可能性，即先进螺旋桨由旁路风扇发动机（风扇螺旋桨）的燃气发生器驱动。这种布置的吸引力在于可以采用较小直径的螺旋桨，降低变速箱的功率需求。进气口也得到了简化，与普通的先进涡轮螺旋桨装置相比，在相同推力要求下，动力装置整体更小。然而，如图所示，这种布置在推进效率方面会有一定的损失。

图 5：发动机损失的总体情况

图 6：单位推力对推进效率的影响（飞行速度 0.7M）

从前面的论述可以明显看出，需要进行深入的研究工作来开发更高效的涡轮机械部件。在这一方向上取得成功将有可能提高燃气发生器的压力比，从而显著提高热效率。还必须开发大幅减少涡轮寄生冷却空气的方法，甚至可能完全消除对其的需求。这些发展所带来的更高涡轮进口温度将大大减小燃气发生器的尺寸和重量。

在推进系统方面，将适度朝着降低单位推力的方向发展。这种变化的幅度将取决于在增大风扇直径时，我们在降低整流罩安装阻力损失方面取得的成功程度。

提高燃气发生器的热效率（这当然会在给定功率输出的情况下减小其尺寸）、成功采用更高的涡轮进口温度（也会减小燃气发生器的尺寸），再加上朝着降低单位推力的方向发展，这些因素结合起来将使发动机结构迅速发展到需要在低压涡轮和风扇之间采用齿轮传动的阶段。当然，这取决于发动机的推力大小，我们将不得不考虑开发 30000 到 40000 马力的齿轮传动装置。

很可能在这一点上，涡轮风扇发动机的概念在进一步改进方面将达到实际极限，我们必须将努力方向转向开发开放式推进器或先进螺旋桨，以寻求进一步提高燃油效率。先进螺旋桨的首批应用可能是在短 / 中程飞机上，而高度发达的涡轮风扇发动机将在很长一段时间内继续用于高速远程飞机。

用于小型低速飞机的传统螺旋桨在速度接近 0.7 马赫数时效率会迅速下降。随着飞机尺寸的增大和航程需求的增加，需要更高的巡航速度来优化运营成本。

早在 20 世纪 50 年代初就已证实，在高速飞行时，螺旋桨可以达到较高的效率水平。这些信息来自于非飞行用的实验研究螺旋桨。然而，喷气式螺旋桨飞机的发展，加上当时燃油成本较低，使得人们更注重高速飞行，以实现资本投资的快速回报，燃油经济性并不是关键考虑因素。

1976 年，情况发生了巨大变化，油价飙升，燃油成本开始在飞机运营成本中占据很大比例。美国参议院航空委员会对此做出反应，启动了一项为期 10 年、价值 6 亿美元的计划，以开发燃油高效技术，高速螺旋桨被确定为关键项目，有望比最先进的涡轮风扇发动机节省 15 - 20% 的燃油。1975 年，美国国家航空航天局（NASA）与汉密尔顿标准公司合作启动了一项技术计划，以确定巡航速度高达 0.8 马赫的高效涡轮螺旋桨驱动飞机的可行性。从这项活动中产生的先进螺旋桨被称为桨扇，它体现了用于螺旋桨和风扇的空气动力学设计技术的融合（见图 7）。

图 7：典型的桨扇装置

螺旋桨作为推进装置的吸引力在于其极低的喷气流速度带来的极高推进效率。现有的螺旋桨在高速前进时无法利用这种高推进效率，因为螺旋桨叶片的损失非常大，导致整体效率很低。NASA 和汉密尔顿标准公司最近的研究表明，可以实现高叶片效率，风洞试验也证实，在 0.8 马赫数时，螺旋桨的整体效率可达 80%。到目前为止，这种高性能仅在小型风洞模型中得到了验证，其实现方式是采用非常薄的机翼剖面、较大的后掠叶尖，并使用 8 到 10 个叶片。桨盘载荷水平比传统螺旋桨高得多，因此直径大大减小，这对于低翼飞机的安装来说是一个很大的优势。

在较低的飞行速度下，先进螺旋桨相对于传统涡轮风扇发动机的优势更加明显，这是因为螺旋桨叶片上的激波损失减小，而涡轮风扇发动机在较低速度下的推进效率也会降低。这种影响在图 8 中有所体现。显然，先进螺旋桨在短至中程飞机上的燃油节省优势最为明显，因为在这些飞机的飞行时间中，有很大一部分是在低飞行马赫数下度过的。

图 8：飞行速度对发动机效率的影响

图 9：推进式桨扇

在桨扇或先进高速螺旋桨成为可接受的工程方案之前，至少有三个关键项目需要进行全面的实际演示，即达到令人满意的机舱噪音水平、保证非常薄的叶片的机械完整性，以及开发一种轻质、高效的高功率变速箱。

图 9 和图 10 展示了一种解决机舱噪音、压缩机进气和机翼干扰问题的非传统方法，不用说，这种方法也会带来其他问题。

图 10：尾置推进式桨扇装置

改进对涡轮机械叶片内三维流动路径的数学建模，有望提高当前部件效率水平。先进的技术可以显示瞬态运行条件下叶片尖端的实际运行间隙，这为更好地机械控制这些间隙指明了方向，从而有助于提高和保持部件效率。先进机翼的开发以及对叶片内激波模式的可视化研究将带来进一步的改进。

与此同时，材料技术也需要取得进展。在涡轮方面，将开发高温材料以消除对冷却空气的需求，纤维增强陶瓷似乎具有很大的潜力，但要将这类材料应用于发动机部件的批量生产，并达到可靠且稳定的质量水平，还需要付出大量的努力。作为减少叶片冷却需求的一个步骤，单晶叶片铸造技术和热障涂层已经取得了很大进展。

在推进系统方面，更低的单位推力和更高的旁通比将更加凸显开发更轻的风扇和风扇低压涡轮叶片的需求。

当前的风扇技术以高叶尖速度和高风扇压力比为核心。需要采用低展弦比叶片来控制叶片根部通道的扩散，避免使用产生损失的瓣片或机翼阻尼器。低展弦比增加了单个叶片的重量，但现在通过开发空心叶片结构来解决这一问题。

未来的风扇可能速度更低、载荷水平更低，并朝着更高展弦比的方向发展。采用先进纤维增强金属基材料的轻质结构是一种可能的发展方向。发动机中的重型静态结构将受益于这些纤维增强材料和轻合金的应用。

对于采用高负载薄截面螺旋桨叶片的推进系统（如桨扇）而言，其改进需要进一步发展空心风扇技术，或者可能需要利用先进复合材料开发梁壳结构。先进螺旋桨发动机将需要一个轻质且高效的变速箱，以及开发一种低损耗的冷却系统。

本文不打算涵盖军用发动机需求及未来可能发展这一广泛且多样的领域。

民用和军用发动机适用相同的基本热力学原理和技术发展。

在航空燃气轮机发展的早期，民用和军用飞机的需求差异不大，因此喷气发动机可同时用于这两种应用场景。

如今，军用飞机被期望具备多种功能，执行各种不同任务。为有效满足这些需求，如果能承受体积、重量和成本，就需要几种不同类型的发动机循环。鹞式飞机就是这种多用途需求的典型例子，其垂直起飞需要直升机旋翼那样的低单位推力，亚音速巡航的燃油效率需要涡轮风扇发动机的特性，而超音速冲刺能力则需要纯喷气发动机或加力燃烧室的高单位推力。

多年来，军用发动机设计师一直在努力设计一款尽可能减少折中的发动机。鹞式飞机使用的飞马发动机，带有可旋转的排气喷嘴以实现垂直起飞，其中等涵道比的涡轮风扇能在巡航时合理高效地产生推力，这是解决问题的一种途径。人们进行了许多尝试，试图设计一种能通过机械阀门装置改变循环的发动机，目前美国正在进行大量相关的实验工作。

军用发动机最明显的不同需求是超音速或极高亚音速飞行。这种高速需求决定了军用发动机的循环特性与民用发动机有很大差异。

高效、轻质且紧凑的燃气发生器是两者的共同需求，但由于高速时的高冲压压力比，军用发动机的最佳循环压力略低于民用发动机，通常在 20 - 25:1 的压力比范围内，而民用发动机正朝着 30 - 40:1 的范畴发展。

对飞机高速飞行的需求决定了飞机必须是流线型、低阻力的设计，这就要求发动机具有高单位推力，以减少机身安装时的体积和迎风面积问题。如果发动机设计能产生足够的推力以实现高超音速飞行，那么在亚音速巡航时，发动机就需要大幅节流，导致燃油消耗过高。目前解决这一问题的方法是安装加力燃烧室或再热系统来提供超音速推力。但这种解决方案也是一种折中，因为燃油在喷管中低压燃烧，其热力学效率很低，使得加力发动机的燃油消耗极高，严重限制了超音速飞行的持续时间。

可以推测，军用拦截 / 攻击机发动机可能会沿着以下大致方向发展。需要通过取消低效的加力系统来延长超音速飞行时间。这可以通过使用接近化学计量比的涡轮进口温度来提高单位推力实现。通过开发具有更宽流量特性的涡轮机械以及引入简单的可变循环功能，可以解决发动机节流后的高油耗问题。

在机械方面，发动机将更加简单，独立部件更少。压气机和涡轮将是高负载、高速运转的设备，级数较少。叶片和圆盘将是廉价的一体化部件。发动机的冷端和热端都将广泛使用纤维增强复合材料。如果这种方法取得成功，最终的发动机将非常紧凑、轻质，且初始成本更低。整体任务燃油消耗将减少，由此带来的机身尺寸和重量也会相应减小。

展望下个世纪，我们可以想象采用更先进的热力学循环，以及动力装置和飞机之间更高度的集成。随着先进材料的发展，一些过去被认为不切实际的想法开始变得更具可行性。

从理论上讲，降低飞机阻力最有效的方法之一是将飞机边界层吸入发动机，在发动机中重新赋予其能量并用于推进（见图 11）。这样，飞机蒙皮上的湍流就会转化为接近层流的状态，从而显著降低阻力。这种推进方式有可能使飞机的推进效率接近 100%，并且几乎没有尾流。多年来，边界层推进和层流控制一直是一个遥不可及的梦想，人们进行了许多理论研究和模型试验。然而，高强度编织纤维复合材料的发展可能使我们朝着这个理想目标迈出一步。飞机可能会覆盖一层编织的多孔蒙皮，大部分边界层可以通过这层蒙皮被吸入多个由发动机驱动的泵或风扇中，然后通过机翼和控制面后缘的狭缝作为推进喷流排出。一项基于空气动力学模型试验的简单分析，在对吸气系统损失做出一些较为保守的假设后，表明燃油消耗有可能降低 50%。

诺斯罗普 X21 层流控制飞机的飞行试验表明，仅机翼的层流控制就能在相同载荷下使航程增加 35%。

如果潜在收益如此诱人，人们可能会问，为什么没有人着手生产一款真正的商用飞机呢？原因很可能是，在 20 年前人们对这些想法最感兴趣的时候，没有足够的动力促使人们进行如此昂贵的开发，而且通过发动机改进来显著提高燃油效率还有更简单的方法。如今情况大不相同，我们已经证明，通过发动机改进来进一步提高燃油效率已无捷径可走。燃油价格不断上涨，燃油已成为一种政治武器。如果再加上目前轻质复合材料的发展，重新关注层流边界层飞机的开发可能时机已经成熟。

图 11：层流控制飞机

这种循环特别具有吸引力，因为它可以从涡轮排气中回收废热并转移到燃烧室，从而节省燃油。当然，这种循环在汽车燃气轮机行业中广为人知，几乎每一款汽车燃气轮机的设计都采用了这种循环（见图 12）。

图 12：现代热交换器发动机

除了从废热回收中直接节省燃油外，还有许多其他因素有助于降低燃油消耗。在这种循环所设想的涡轮进口温度水平下，最佳压力比不到现代 RB 211、通用电气 CF6 或普惠 JT9 等风扇发动机的一半，可能在 10 - 15 的压力比范围内。因此，涡轮机械更简单、成本更低，并且固有热力学效率更高。较低的循环压力比使得冷却空气的温度更低，因此冷却涡轮叶片所需的冷却空气量也更少，这反过来又提高了燃气发生器的整体热效率。

理论上可以证明，与现代风扇发动机相比，这种循环的燃油消耗率有望降低 20% 左右。然而，将其应用于轻质航空发动机面临巨大的问题，在过去 20 年里，许多尝试都以失败告终。即使开发出了现代紧凑型热交换器矩阵，废热回收系统增加的重量往往会抵消节省燃油带来的优势。不过，随着轻质、高强度、高温材料的发展，从长远来看，这种热力学循环可能会具有吸引力。

理想情况下，改进简单定压循环的一种方法是大幅提高循环压力比，同时又不增加过多传统压缩级带来的复杂性。多年来，人们提出了许多巧妙的理论解决方案，这些方案大多依赖于激波系统进行额外压缩。但问题在于，在由极高的循环压力和温度所产生的恶劣机械条件下，很难实现高激波压缩和膨胀效率。为了使燃油消耗降低 20%，需要大幅提高循环压力比，同时保持较高的压缩和膨胀效率。

另一种引起 “旋转发动机” 发明者兴趣的方法是，试图将定容循环吸引人的热力学特性（即每吸入一磅空气的高功率输出和潜在的高热力学效率）与燃气轮机循环的高空气流量和机械效率相结合。到目前为止，这种尝试只取得了有限的成功，汪克尔旋转发动机就是一个典型例子。在这种发动机中，机械设计实现了一定的紧凑性，但空气流量的提升相对较小。

沿着更传统的路线，使用涡轮增压活塞发动机，并充分利用高温陶瓷材料来消除通过传统空气或液体冷却系统产生的废热，这种发展已经显示出显著的燃油节省效果。取消冷却系统并使用陶瓷材料，不仅提高了燃油经济性，还使动力装置更轻、成本更低成为可能。不难设想，这种 “绝热” 陶瓷发动机最初可能应用于军用直升机发动机，因为在设计功率设置下，其低燃油消耗极具吸引力，而且当发动机在低功率设置下运行时，几乎平坦的燃油消耗 - 功率曲线将对航程和飞行持续时间产生巨大影响。

展望未来，这种经过高度涡轮增压、驱动先进螺旋桨或桨扇的发动机，有望比先进涡轮螺旋桨发动机进一步提高燃油经济性。如果这一发展得以实现，那么我们将见证一种回归，回到早期先驱者使用活塞发动机驱动螺旋桨发动机的原理，但我们也将看到材料和空气动力学领域的先进技术对其基本概念在燃油效率、重量和成本方面产生的巨大影响。

图 13 展示了过去 40 年民用运输机发动机总体燃油效率的历史趋势，以及对未来长期可能性的预测。有趣的是，燃气轮机因其重量轻、速度快的优势被引入后，经过 20 年昂贵的开发才恢复了燃油效率的损失。此外，似乎每 20 年就会出现一次性能标准的重大变革。

图 13：民用航空发动机巡航效率的发展趋势

可以合理预测，大型涡轮风扇发动机将以先进的形式继续发展，并在未来很长一段时间内广泛应用。它将不断改进，至少会像从纯喷气发动机到涡轮风扇发动机的上一次重大变革那样，在燃油效率方面取得显著提升。目前，其发展在很大程度上取决于能否成功将一些令人兴奋的新型先进材料投入生产，这些材料具有高强度和耐高温的特性。

先进涡轮螺旋桨发动机是下一代搭载 100 - 150 名乘客、巡航速度高达 0.75 马赫的短 / 中程飞机的有力竞争者。机械完整性和乘客舒适度标准将是需要解决的关键问题。

沿着汽车应用方向发展的先进内燃机（通常被称为 “陶瓷发动机” 或 “绝热柴油机”）在航空发动机领域的应用仍然充满不确定性，但如果能够实现，很可能首先应用于军事领域，比如作为导弹发动机或先进直升机发动机。

40 年前罗罗对航空发动机的展望，部分已实现，部分仍在探索。在提升燃油效率上，如今通过改进部件设计制造工艺和应用新型材料取得进展，像单晶叶片铸造技术和热障涂层已广泛使用。先进螺旋桨技术在支线客机和小型飞机领域有一定应用，一定程度上验证了其可行性。但边界层推进技术因空气动力学等难题、再生循环技术因重量体积限制、可变循环技术因实现复杂，至今都未在航空发动机领域广泛应用。

来自：航空科学探索
长三角G60激光联盟陈长军转载

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来源：江苏激光联盟