（报告出品方/作者：山西证券，骆志伟、李通）

航空发动机起步于活塞式发动机，发展至今的绝对主流是燃气涡轮发动机。活塞式发动机具有油耗低、成本低、工作可靠等特点，在喷气式发动机发明之前的近半个世纪，是唯一可用的航空飞行器动力。随着飞机飞行速度的不断提升，要求发动机功率大大增加，从而导致活塞发动机重量和体积的迅速增加，同时在接近声速时螺旋桨的效率会急剧下降，所以活塞式发动机-螺旋桨组合制约了飞机速度的提升，喷气式发动机能以较轻的重量产生很大的推力，自20世纪40年代出现后，首先用于战斗机上，随后用于轰炸机、运输机和民航客机上，活塞式发动机逐渐退出了航空业的主战场。由于活塞发动机具有油耗低、结构简单、价格便宜等优点，在功率小于kw的小型发动机上仍有一定优势，广泛用于初级教练机、超轻型飞机、小型直升机、中低速中低空无人机以及农林用小型飞机上。

燃气涡轮发动机做为航空发动机中绝对的主流，主要包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机四种，它们的工作场景和总体架构有所差别，但工作原理相似，并且均由涡轮喷气发动机这一基本构型发展而来。

涡轮喷气发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件组成，其中高压压气机、燃烧室和高压涡轮这三大部件组合起来，再配以转子支撑结构、润滑系统、进排气装置等就组成了核心机。涡轮风扇发动机是在核心机基础上由低压涡轮机及其带动的风扇共同组成的。涡轮螺旋桨发动机是在燃气发生器或核心机后加装动力涡轮，动力涡轮的前轴穿过核心机转子，通过压气机前的减速器驱动螺旋桨，产生向前的推力。涡轮轴发动机也是在燃气发生器或核心机后加装动力涡轮，动力涡轮的前轴穿过核心机转子，通过压气机前的减速器减速后由输出轴输出功率，带动旋翼产生升力及推力。

1.1涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。自由流空气首先由进气道引入发动机，之后压气机将进入发动机的空气减速增压，为燃烧室提供高压空气，以提高发动机热力循环的效率，在燃烧室里燃料燃烧使气体温度大大增高，从燃烧室里流出的具有很高能量的高温高压燃气驱动涡轮高速旋转并产生大的功率，由涡轮轴输出机械功，最后从涡轮流出的仍有一定能量的燃气在尾喷管中膨胀加速，以较大的速度排出发动机从而产生推力，对于有加力燃烧室的涡轮喷气发动机，涡轮后的气流会在加力燃烧室中再喷入燃油进行补充燃烧，以增加燃气流出尾喷管前的能量，加大喷气速度，从而增加推力。

按照压气机的类型不同，涡轮喷气发动机可以分为离心式涡轮喷气发动机和轴流式涡轮喷气发动机。早期涡轮喷气发动机大多为离心式，离心式压气机结构简单，制造方便，坚固耐用，工作稳定性高。但是离心式发动机单位迎风面积大，效率、增压比和流通能力不如轴流式压气机，推力收到限制，所以从20世纪50年代后，推力稍大的大中型发动机均采用了轴流式压气机，只有小型涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机仍采用离心式或者轴流离心组合式压气机。

轴流式涡轮喷气发动机按发动机转子结构不同，又可分为单转子和双转子涡轮喷气发动机。单转子涡轮喷气发动机的压气机和涡轮共用一根轴，结构简单，造价低廉，是早期涡轮喷气发动机多采用的结构，但是单转子稳定工作的范围窄，随着增压比的提高，单转子涡轮喷气发动机已经被双转子发动机所取代。双转子发动机将压气机和涡轮分为高压和低压两级，高压压气机和高压涡轮连接形成高压转子，低压压气机和低压涡轮连接形成低压转子，低压转子的传动轴从高压转子中穿过，两个转子可以以各自最佳的工作转速转动，从而具有总增压比高、效率高、稳定工作范围宽、启动功率小、加速性好等特点。

涡轮喷气发动机从20世纪40年代中后期开始服役至今，已发展到第三代。第一代涡轮喷气发动机用于装备亚音速战斗机，推重比很小只有2-3，均为单转子发动机，一部分是离心式发动机，一部分是轴流式发动机。第二代涡轮喷气发动机主要用于装备第一代超音速战斗机，于20世纪50年代中期开始服役，推重比为4-5，多是单转子加力式涡轮喷气发动机，结构相对简单，性能还较低，研制周期较短，从方案设计到定型一般不到5年。第三代涡轮喷气发动机主要用于装备第二代超音速战斗机，于20世纪50年代末60年代初开始，主要由苏联发展研制，此时美、英等西方国家已开始发展使用第一代涡轮风扇发动机，这一代涡轮喷气发动机是双转子加力式涡轮喷气发动机，性能较高，推重比为5.5-6.5。涡轮喷气发动机发展到第三代已达到巅峰，之后世界各国基本转向发展涡轮风扇发动机。

1.2涡轮风扇发动机

由高压压气机、燃烧室和高压涡轮构成的核心机和由低压涡轮及其所带动的风扇共同组成的发动机就是涡轮风扇发动机。自由空气流在风扇中增压后，分成两股向后流，一股流入核心机并最终由尾喷管流出，称为内涵气流，一股由核心机机匣和外涵机匣间的环形流道中流出，称为外涵气流，内外涵两股气流产生的推力之和就是涡轮风扇发动机的推力。外涵与内涵空气流量之比称为涵道比，这是影响涡轮风扇发动机性能好坏的一个重要循环参数。

涡轮风扇发动机中，由高压涡轮流出的燃气需要先在低压涡轮中膨胀做功，会消耗掉很多能量，流出低压涡轮后燃气温度和压强会大大降低，因此内涵道中的气流所产生的推力要比涡轮喷气发动机低些，但是尾喷管的排气能量损失会小很多，同时低压涡轮带动风扇转动，压缩外涵道空气喷出，也产生一定推力，内外涵气流的总推力是比涡轮喷气发动机大的，而且能量损失又降低了，经济性优于涡轮喷气发动机。高涵道比涡轮风扇发动机（涵道比为4-9）排气速度低、推进效率高、经济性好，适用于大型远程客机和运输机，但是高涵道比涡轮风扇发动机迎风面积大，不适合做超音速飞行，一般战斗机用的加力涡轮风扇发动机的涵道比大多小于1。

20世纪60-70年代，普惠公司曾凭借JT系列小涵道比涡轮风扇发动机统治了全球民用发动机市场，但由于对技术进步估计不足以及70年代全球燃油危机带来的冲击，CFMI公司（GE航空和赛峰公司合资公司）凭借一款更大涵道比从而更省油的全新涡轮风扇发动机-CFM-56，挑战了普惠公司的霸主地位，并最终在窄体干线客机市场独占鳌头。进入21世纪后，CFMI公司又研发出LEAP系列涡轮风扇发动机，相比CFM-56在燃油消耗和碳排放上均明显减少，而且噪音更低，是目前主流窄体客机Aneo、MAX以及C共同的动力选择。

两种另辟蹊径的技术升级之路——三转子涡轮风扇发动机和齿轮传动涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机中，低压涡轮带动风扇和低压压气机一起转动，但是风扇和低压压气机的最佳转速差别较大，低压压气机的转速被风扇限制，不能充分发挥作用，为了解决这个问题，就出现了罗罗公司的三转子涡轮风扇发动机和普惠公司的齿轮传动涡轮风扇发动机。三转子涡轮风扇发动机将高压压气机分为中压、高压两个转子，分别由中压、高压两个涡轮转子带动，通过增加一个轴，形成高压、中压和低压三个涡轮带动的三套系统。齿轮传动涡轮风扇发动机，通过在风扇和低压压气机之间增加一个齿轮高速减速器，使风扇和低压压气机可以工作在各自最佳的转速下，解决了二者转速匹配的问题。

涡轮风扇发动机在军用和民用领域的发展目标有所差异，军用领域侧重于高推重比，民用领域侧重于环境友好。军用领域第一代涡轮风扇发动机是20世纪60年代末70年代初发展起来的，代表型号有美国的TF30、英国的斯贝MK、瑞典的RM8等，这一代发动机性能水平较低，推重比只有5-6，研制周期一般为5-7年。第二代涡轮风扇发动机，发展于20世纪70年代中后期及80年代，用于装备第三代战斗机，代表型号有美国的F、F和F、英德意联合研制的RB、法国的M53-P2、俄罗斯的RD-33和AL-31F等，这一代发动机性能水平较高，推重比达到7.5-8.0（（M53-P2为6.6），不加力耗油率降至0.6-0.8kg/(daN*h)，可靠性、维修性和耐久性高，作战适用性强，从验证机到原型机研制结束，通常要用10年左右时间。第三代涡轮风扇发动机是20世纪90年代发展起来的，用于装备第四代战斗机，代表型号有美国的F、法国的M88-2、英德意西联合研制的EJ等，这一代发动机推重比超过10，能够为飞机提供超音速巡航能力，是目前最为先进的航空发动机，由于综合了各种先进技术，突破多项技术难点，这一代发动机从验证机到原型机研制结束要用15年以上，研制费用高达十几亿美元。民用领域大涵道比涡扇发动机发展至今主要经历了4个阶段，即第一阶段（总压比为22~30，涵道比为4.2~5.0）、第二阶段（总压比为28~34，涵道比为5~6）、第三阶段（总压比为30~40，涵道比为6~8）及世纪交替的第四阶段（总压比40~50，涵道比8~11）。

1.3涡轮螺旋桨发动机

涡轮螺旋桨发动机是在燃气发生器或核心机后加装动力涡轮，燃气在动力涡轮中膨胀做功，驱动动力涡轮高速旋转，动力涡轮的前轴穿过核心机转子，通过压气机前的减速器驱动螺旋桨，产生向前的推力。涡轮螺旋桨发动机中燃气的大部分能量由动力涡轮吸收并从动力轴上输出，涡轮出口的燃气所产生的推力较小，仅占涡轮螺旋桨发动机输出功率的10%左右。涡轮螺旋桨发动机的基本构造除了具有与涡轮喷气发动机相似的燃气发生器、动力涡轮、尾喷管、发动机附属系统及附件传动装置外，还需要有减速器部件和螺旋桨。

涡轮螺旋桨发动机分为定轴式和自由涡轮式两种。动力涡轮与燃气发生器的涡轮连接在一起的就是定轴式，动力涡轮与燃气发生器的涡轮分开的，各自以不同转速工作的就是自由涡轮式，目前大多数的涡轮螺旋桨发动机都是自由涡轮式。

为了克服涡轮喷气发动机的耗油率高经济性差以及活塞式发动机功率小等缺点，涡轮螺旋桨发动机在20世纪40年代后期、50年代初期得到迅速发展，曾广泛用于旅客机和军用运输机，但由于螺旋桨不适用于高亚音速飞行，随着涡轮风扇发动机的出现，干线客机和大型军用运输机均采用了涡轮风扇发动机，20世纪70年代后各国已不再研制大功率涡轮螺旋桨发动机。由于涡轮螺旋桨发动机在亚音速、短航线内的经济性好，目前在一些小型支线客机、小型运输机和通用飞机中仍被采用。

1.4涡轮轴发动机

涡轮轴发动机和涡轮螺旋桨发动机结构类似，都是在燃气发生器或核心机后加装动力涡轮，通过动力涡轮输出功率，带动旋翼产生升力及推力。涡轮轴发动机多用于直升机，20世纪50年代中期之前，直升机发动机都是活塞式发动机，50年代中期涡轮轴发动机开始用作直升机动力。由于涡轮轴发动机相比活塞式发动机具备功率大、振动小、体积小以及重量轻等一系列优点，60年代以后新研制的直升机基本都采用了涡轮轴发动机作为动力。

涡轮轴发动机按照有无自由涡轮分为定轴式涡轮轴发动机和自由涡轮式涡轮轴发动机，虽然定轴式涡轮轴发动机结构简单，但是起动性能、加速性能和经济性不如自由涡轮式涡轮轴发动机，目前大部分涡轮轴发动机都是自由涡轮式结构。动力涡轮输出功率的型式有三种，分别为后输出型式、并列旁置前输出型式和同心轴前输出型式，后输出型式使发动机长度加长，并列旁置前输出型式使发动机尺寸变大，都给轴系支撑、润滑和传动带来困难，同心轴前输出型式结构紧凑，转子刚性好，可以简化承力结构、滑油系统和轴系的布置，但是设计和制造难度大，随着材料、加工制造和转子动力学技术的发展，同心轴前输出型式已经逐渐取代其他两种型式，成为主流构型。

1.5无人机用航空发动机

无人机动力装置主要为无人机提供满足飞行速度和高度要求的推力，并为无人机航电系统和任务载荷系统提供电力及功率支持，作为无人机的“心脏”，其性能在很大程度上决定了无人机的作战性能。为了满足无人机在飞行高度、航时、工作任务等方面的不同需求，无人机动力装置的功率和推力变化范围很大，但基本上是属于中小型发动机的范畴，按类型分为电动动力系统、活塞动力系统和空气喷气动力系统。

活塞发动机是无人机最早、最广泛使用的动力装置，技术较为成熟，具有良好的经济性和可靠性，一直在中低速无人机和长航时无人机领域占据主导地位，相较汽油活塞发动机，重油活塞发动机具备更优异的燃油性能和高空性能。相比活塞发动机，涡轴/涡桨发动机具有功重比大、结构紧凑、振动小、高原性能好、燃料适用性好、便于维修等优点，因而涡轴发动机代替了活塞发动机成为直升机的主要动力装置，尤其0.7t级以上的直升机平台多采用涡轴发动机，在中空长航时领域，涡桨发动机也在中大型固定翼无人机中具有广泛应用。在万米以上高空条件下，活塞发动机因空气稀薄性能急剧衰减，螺旋桨的推进效率也同样会大幅降低，能够解决活塞发动机升限和高原起降问题的多级增压技术尚待攻克，因而必须使用高增压比高性能的燃气涡轮发动机，其中涡喷发动机具有结构紧凑、质量轻、尺寸小、推重比大、响应快和相比涡扇发动机成本低等显著优点，能使飞行器实现高速飞行，高空、高速无人机动力装置一般会首选涡喷发动机，另外在高速靶机、靶弹等特殊的应用领域小推力涡喷发动机仍然具有独特的地位，而涡扇发动机具有耗油率低、寿命长、易于实现系列化等优点，其质量和推力等级能与无人机实现较好匹配，对于高空长航时无人机，涡扇发动机仍是最佳动力选择，其升限一般在00~00m，最大飞行马赫数（Ma）可以达到0.85，世界最高水平的无人机多数配备的是涡扇发动机。冲压发动机在飞行马赫数大于3的条件下使用相比燃气涡轮发动机有较高的经济性，适合高空高速飞行，但缺点是不能自行起动，需借助其他发动机助推飞行至0.5Ma以上才能有效工作。电动无人机目前常用的是锂电池供电，多用于小型固定翼和多旋翼无人机，但锂电池存在续航时间短、低温下性能差的问题，因而衍生出氢燃料电池和太阳能电池动力能源，多用于中型固定翼和体型较大的多旋翼。

由于无人机动力需求与有人驾驶飞机有一定区别，而国内大部分资源都投入到主力战机的配套发动机研发中，导致目前国内无人机动力的发展滞后于无人机系统的发展。活塞发动机方面，国外主要有奥地利罗塔克斯（Rotax）公司、美国莱康明（Ly

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