航空发动机系列专题报告2024：锻飞机之心铸制造强国.docx

锻飞机之心，铸制造强国一航空发动机系列专题报告之一目录-、航空发动机：国之重器，皇冠明珠4（一）航空发动机在整机价值量中占比20%至30%,是衡量飞机性能的关键指标之一41、压气机：多级静子+转子构成，叶片可达2000片52、燃烧室：发动机心脏，结构分为扩压器、外壳、内壁和旋流器63、涡轮：航空发动机动力部件，涡轮叶片占整机叶片总体价值的60%左右74、其他结构7（二）航空发动机分类：涡扇发动机已成为军民用发动机主流8（三）评价指标：军民发动机性能评价指标有一定差别101、军用发动机评价指标和趋势：追求推重比、单位推力、涡轮前燃气温度和加力状态耗油率102、民用发动机评价指标和趋势：安全性、成本可承受性是最优先的考虑因素12二、为何需重视航空发动机产业布局？14（一）航空发动机：集高经济性、高战略价值、高难度、高急迫性于一身14（一）世界竞争格局：寡头占据全球军民用航发主要市场171、GE航空：持续紧跟技术发展，拆分业务专注航空再出发182、英国罗罗Rolls-Royce:重组效果显现，复苏步伐加快213、启示：持续技术突破，专注专业化分工22（三）中国航空发动机产业：与世界强国尚有差距，发展方兴未艾231、历史沿革：国家积极布局+政策逐步加码+自研能力显著提升232、中国航空发动机产业现状：军品产业布局基本形成，民品布局较为薄弱25三、需求端：广阔天地,大有作为27（一）军用航空发动机：需求增长、维修换装、国产替代三轮驱动271、增量逻辑：战机数目持续增长叠加国产化渗透率提升272、存量替代逻辑：未来10年存量换发带动的发动机总量约12606台29（二）无人机发动机：2025年我国军用无人机发动机市场规模约30至45亿元291、活塞发动机应用最广泛，未来主流仍是涡扇发动机292、更强调技术成熟性、适用性以及较高的可靠性，核心是低成本303、军用无人机发展空间广阔，2025年我国军用无人机发动机市场规模约30至45亿元30(三)商用航空发动机：国产化率较低，蓝海市场待掘金311、商用航空发动机价值构成312、商业航发蓝海市场待掘金：预计未来20年商飞将新增5162台商用发动机需求323、我国航发市占率率较低，中国商飞有望引领我国商用航发破局33四、航空发动机价值链与产业链分析35(一)价值链分析361、研发设计：占全生命周期10%,其中型号研制费用占比50%362、制造成本：占全生命周期成本的40%,其中原材料价值占比40-60%383、维护成本：占全生命周期50%,其中零备件航材价值占比51%39(一)产业链分析401、上游材料：冷端以钛为主、热端以银基合金、钛合金和钢为主402、中游零部件制造：锻件重量占发动机结构总重量的55%65%,精密铸造技术要求高483、中游分系统：动力控制系统约占发动机整体价值的10%-20%524、下游整机制造&维修运营：整机壁垒最高，维修运营价值占全生命周期50%54五 '投资建议：航空发动机赛道"长坡厚雪"，正步入产业发展“红利初期56六 '风险提示57-、航空发动机：国之重器，皇冠明珠(一)航空发动机在整机价值量中占比20%至30%,是衡量飞机性能的关键指标之一航空发动机(aero-engine),是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，被誉为“工业之花它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。目前，世界上能够独立研制高性能航空发动机的国家只有美国、俄罗斯、英国、法国、中国等少数国家，技术门槛非常高。因航空发动机的高技术门槛特征，其本身的价值量也较高。在飞机各分系统成本占比中航空发动机约占整机成本的20%至30%仅次于飞机机体结构，是飞机的重要组成部分。图1:军用飞机各分系统成本占比图2:民用客机各分系统成本占比资料来源：前踏经济学人中国银河证券研究院资料来源：前暗至济学人，中国银河证券研究院航空发动机产生推力基本分为四个阶段。喷气式发动机和活塞式发动机都需要经过进气、加压、燃烧和排气四个工作过程。空气首先进入的是发动机的进气道，经过压气机加压后进入燃烧室与燃料混合燃烧，燃烧室产生高温高压的能量气体传送给涡轮，涡轮做功经涡轮轴为发动机运行提供动力，从而推动飞机运行。航空发动机结构比较复杂主要由进气装首、压气机'燃烧室、涡轮'排气装置五大部分组成其中压气机、燃烧室'涡轮是其三大核心部件三者也被成为核心机的组成部分。核心机囊括了推进系统中温度最高、压力最大、转速最高的组件，发动机研制过程中80%以上的技术问题都与核心机密切相关，是航空发动机研制难点较为集中的环节。图3 :航空发动机工作过程和核心机构成情况简图热端部件1、压气机：多级静子+转子构成，叶片可达2000片压气机作为航空发动机的核心部件之一，具有压力大、转速高的特点。压气机在发动机中的主要作用是利用涡扇输入的机械功对气体进行压缩，将机械能转化为气体内能，让气流的压力和温度升高，从而满足航空发动机的热力循环要求。评价压气机性能的主要指标包括空气流量、增压比、效率、喘振裕度、外廓尺寸。图4:航空发动机压气机结构图资料来源：第四代大推力军用涡轮风扇发动机发展卜中国银河证券研究院压气机由多级组成，每级分为静子和转子。静子在前，转子在后，交错排列。按照空气流的方向，压气机可以分为轴流式、离心式和混合式三类。轴流式压气机级数（即一圈转子叶片+一圈静子叶片）一般较多，占用轴向空间较长，单级增压比低，但总增压比较高,是现代民用客机和军用战斗机广泛采用的压气机结构。 静子（工作轮）:叶片、盘、轴 转子（导向器）:叶片、机匣图5:航空发动机压气机叶片示意图资料来源：电力专家联盟，中国银河证券研究院 压气机叶片：空气从进气道进入发动机后流入压气机部分进行减速增压。压气机中的叶片根据不同功能可分为旋转叶片（动叶）和固定叶片（静叶卜旋转叶片旋转并将空气向后推，固定叶片减少空气旋转的动量,为空气施加压力，该过程重复多次实现空气的减速增压。压气机叶片级数较多，每台发动机压气机叶片数量一般在2000片左右。不同发动机型号设计的叶片级数均存在差异。高压、高转速环境下的复杂载荷。根据用途，压气机盘可以分为风扇盘、低压压气机盘和高压压气机盘三种。陵着技术的不断发展，发动机转子叶片和轮盘一体的“整体叶盘”被高推重比发动机广为使用。整体叶盘是将盘片一体化设计的复杂转动件，可使发动机重量减轻20-30%、效率提高5-10%、零件数量减少50%以上。 压气机机匣：目前，航空发动机广泛采用双转子轴流压气机，包含低压和高压两部分转子。由于低压和高压两部分压气机工作温度存在差异（低压200-3OOOC,高压300-500°C）,不同压气机机匣使用的材料也有所不同。低压机匣一般采用钛合金制造，高压机匣一般采用合金钢制造。在机厘结构上，压气机机匣可分为分半式机匣和整环式机匣。分半式机匣结构简单易于安装，但机厘沿周向分布不均匀，容易影响压气机效率。整环式机匣刚性分布均匀，但不容易装配，维修性差。2、燃烧室：发动机心脏，结构分为扩压器、外壳、内壁和旋流器燃烧室是发动机的心脏，主要功能是燃烧化石燃料形成高温高压的气体（化学能转化为热能）,从燃烧室排出进入涡轮并带动涡轮转动（热能转化为机械能）,进而带动发动机转动。燃烧室结构部件可分为扩压器（进气装置入外壳、内壁和旋流器。燃烧室研制过程具有难度大、周期长、花费高等特点，其燃烧释放的燃气温度大约是1800-2000P,不适宜直接进入涡轮导向器。因此，总空气流量中约60%未用于燃烧的空气将被逐渐引入燃烧室，其中大约1/3的空气用于降低燃气温度，2/3的空气用来冷却火焰筒的壁面。图7 :加力燃烧室示意图图6 ：典型主燃烧室示意图贸科索源，肌生切刀八中国诚刑址分财先阮资料来源：航空动力），中国银河证券研究院 燃烧室扩压器：空气经过压气机压缩后，首先经过扩压器，利用扩压器的喇叭形，在空气流动方向上增大横截面积，从而降低空气流速（通常从超音速降低为亚音速）,将高速空气减慢到话合燃烧室的最佳速度。 燃烧室外壳：空气流经扩压器后会分成两部分，一部分空气流入燃烧室主体与燃料充分混合后参与燃烧，另一部分空气进入外壳与燃烧室内壁的空腔以用于冷却。 燃烧室内壁：燃烧室内壁用于分离燃烧区域和空腔内空气，其上分布有大小不同的孔洞，使内壁和外壳之间的部分空气可以流入燃烧区域。由于燃烧室内壁需要接触高温燃烧气体，通常采用高温合金材料与冷却技术相结合的方式进行保证内壁正常循环使用。 燃烧室旋流器：用于使空气产生旋流，一方面产生湍流，促进燃料和空气的混合，有助于燃料充分燃烧；另一方面在燃烧室中形成低压低速区域，以维持燃烧室的稳定燃烧。3、涡轮：航空发动机动力部件，涡轮叶片占整机叶片总体价值的60%左右燃气涡轮是航空发动机的动力部件，在高温燃气的冲击下产生旋转，推动涡轮叶片带动涡轮盘旋转，从而经轴带动压气机工作，实现热力循环。涡轮部件作为发动机中承受的热负荷、气动负荷和机械负荷最大的组件，工作条件极其留劣，面临高温、高压和高速等苛刻要求。图8:CFM56的高压涡轮涡轮由不动的静子（导向器）与转动的转子所组成。静子包括涡轮导向叶片、外环和内环等部件，转子包括工作叶片、轮盘和轴等部件。一个导向器和一个涡轮转子组合成一个涡轮级，涡轮由一个或几个涡轮级组成，称为单级涡轮或多级涡轮。 涡轮叶片：涡轮叶片是目前“两机”所有零部件中制造工序最多、周期最长、合格率最低的零部件之一。在航空发动机的叶片（风扇叶片、涡轮叶片和压气机叶片）中，涡轮叶片占叶片总体价值的60%左右。 涡轮叶片可以分为涡轮导向叶片和涡轮工作叶片两类。涡轮导向叶片主要用于调整燃烧室排出的燃气流向，材料工作温度最高可以达到1,100°C以上。涡轮工作叶片虽然所承受的温度低于相应涡轮导向叶片50-100oC,但在高速转动时，由于受到气动力和离心力的作用，叶身部分所受应力达140MPa,叶根部分达280-560MPao 涡轮叶片一般采用高温合金或钛铝合金，通过精密铸造加工而成。随着发动机性能的提升，高压涡轮叶片已逐步发展到定向结晶和单晶材料叶片。 涡轮盘：涡轮盘是航空发动机上用于安装和固定涡轮叶片以传递功率的零部件，由轮缘、辅板、均压孔、中心孔组成，在高温、高转速等复杂环境下运作。为满足强度、寿命及可靠性的需要，涡轮盘材料既要追求高拉伸屈服强度，又要具备良好的蠕变抗力，同时还要充分考虑断裂韧度和疲劳裂纹的扩展速率，因此涡轮盘一般采用高温合金材料锻造成型。4、其他结构 进气道：航空发动机进气道的主要作用是将自由流空气吸入发动机中，并且对其进行减速增压”操作。 喷口：喷口主要作用是使发动机产生的燃气继续膨胀，将燃气的可用功转变为动能，并高速排出产生反作用力。此外，喷口喉道面积的调节可以改变燃气在涡轮和喷管中的膨胀比分配，即改变压气机和涡轮的共同工作点，实现对发动机工作状态的控制。（二）航空发动机分类：涡扇发动机已成为军民用发动机主流按照产生推力的作用机理航空发动机可分为活塞式发动机和喷气式发动机两类。活墓式发动机通过活塞承载燃气压力，在气缸中进行反复运动，并根据连杆将运动转变为曲轴的旋转活动，从而产生动力，与汽车用的活塞式发动机原理基本相同。由于飞行速度和工作原理限制等原因，活塞式发动机正逐步被喷气式发动机取代。喷气式发动机依靠燃料燃烧时产生的气体向后高速喷射，通过反作用力推进飞机向前飞行，可分为火箭式发动机和空气喷气式发动机。空气喷气式发动机按照是否有压气机可分为冲压式发动机、脉冲式发动机和燃气涡轮发动机。图9:航空发动机分类航空发动机冷却方式活塞式发动机无压气机适用机型/装备空气喷 气式发 动机冲压式发动机亚声速、超声速导弹、空天飞机（发展阶段） 航空模型飞机、低速靶机喷气式发动机战斗机、中高空无人机、靶机、弹道导弹战斗机、高空长航时无人机、巡航导弹、运输机、大型客机中小运输机、通用飞机直升机军用运输机资料来源Y对我国军用航空发动机发展的思考）Y航空发动机飞机的心脏），中国银河证券研究院各类发动机由于工作方式不同,都有自己最适合的飞行范围。图10表示各类发动机的比冲随飞行速度的变化，其中比冲表示推力与单位时间消耗的推进剂之比，反映推进剂利用的有效性。图中分别给出各类发动机采用碳氢燃料和氢燃料的比冲变化，由于氢的热值远高于碳氢燃料，所以其比冲也更高。 火箭发动机比燃气涡轮发动机在低速段的比冲低几个数量级，因此必需携带大量推进剂，使起飞重量增加。 燃气涡轮发动机具有优异的低速性能，但不适于高速（Ma>34）工作。其最大飞行速度约为2.5Ma,飞行高度025kmKB - W 9<f2 .SE- 9MlmMach Number资料来源Y航空发动机科学技术的发展与创新），中国银河证券研究院燃气涡轮发动机可再细分为涡轮喷气（涡喷）发动机、涡轮风扇（涡扇）发动机'涡轮螺旋桨（涡桨）发动机和涡轮轴（涡轴）发动机 涡喷发动机将燃烧后的高速气体直接喷出，由于喷出气体的速度很快，能量未能完全利用，热效率较低。 涡扇发动机改善了气体的排出方式，通过内涵道推动风扇转动，再由风扇转动的气体流经外涵道来推动飞机。 涡轴发动机主要用于直升机，其工作原理与涡桨发动机类似，燃气流经驱动压气机的涡轮后再流经一个驱动减速器的自由涡轮，减速器的输出轴与传动直升机旋翼的主减速器相连，从而驱动旋翼旋转。 涡桨发动机将“风扇置于发动机整体的外部，桨扇和涡轮之间有减速器，相当于一个涵道比非常大的涡扇发动机，常用于中小型运输机和通用飞机。 桨扇发动机类似于涡扇发动机，但没有风扇涵道，被称做无限高涵道比的涡扇发动机O风扇置于发动机短舱之外，桨扇和涡轮之间则无减速器，桨扇的螺旋桨转速非常高。图n:四种常见喷气式发动机示意图（a）谒轮啕气发动机（b）涡轮风由发动机（e）涡轮桨扇发动机资料来源：（航空宇航推进理论，中国银河证券研究院翼的转速较低，通常需要比涡轮螺旋桨发动机更重、更大的减速系统，甚至占发动机总重量一半以上，且主要应用于旋翼类飞机，场景有限；涡桨发动机虽然耗油率低，但由于受到螺旋桨限制，功率不大；桨扇发动机虽然飞行经济性较好，耗油率低，但震动和噪音较大，安全性较差。而涡扇发动机具备喷气速度大'噪声低'耗油率低且大推力的优势广泛应用于战斗机、运输机'客机'无人机,占比在95%以上,是目前最为广泛的航空发动机。表1:航空发动机性能对比性能指标推力/功率涵道比是否加力推史比/功重比展大速度（马M）巡航速回马胁）耗油比应用领域优点不足活塞发动机<2000kwII<1.430.60.16-0.250.190.2军民低油耗低速涡喷发动机48854kgI否2.7-10.00.90.91.05-1.36军高速飞行,大推力、变量轻耗油率高12250-17000kgI是4.67.32.02.80.90.81.0军涡赢发动机400-6000kg0.76.2否3-5.60.90.90.3).7军民噪声低、低油耗、大推力迎风面大、喷气速度小,不宜超声速750019000kg0.31.0是10.5-121.6-2.350.9-1.580.50.8军423443000kg6.2-12.5否3.5-6.30.90.80.5).6军民涡桨发动机<4474kw15-20I5*60.70.70.21-0.27军民耗油率低功率不大涡轴发动机<7457kw/I5-100.2-0.370.2-0.370.3-0.36军民应用于直升机，耗油率低多用于非航动力少用于民航桨扇发动机<10440kwI/4630.8-0.850.61-0.650.23军飞行经济性好，耗油低震动和噪音较大,安全性较差资料来源：西安交通大学航空发动机试验和测试技术和中国民航大学S飞机发动机分类和工作原理）教学讲义，中国银河证券研究院（三）评价指标：军民发动机性能评价指标有一定差别在航空发动机性能评价方面，主要使用的指标包括：涵道比、推重比、总压比。表2:航空发动机主要性能评价指标性能指标内容涵道比 涵道比指涡扇发动机外涵道与内涵道空气流的比值。外涵道的空气只通过风扇，流速较慢，且温度较低；内涵道排出的是高温燃气。两种气体混合后降低了喷嘴的平均流速与温度，较低的流速带来较高的推进效率,较低的温度带来较高的热力学效率。 多数民用飞机发动机的涵道比较高（通常在5以上），涵道比高的涡扇发动机耗油较少，但由于截面枳大从而阻力较大。战斗机使用低涵道比（通常低于】）发动机，在超音速状态下可降低阻力、提升效率。推壬比发动机推重比指飞机发动机在海平面静止条件下于最大状态所产生的推力与发动机结构重力之比。通常战斗机的推重比较高.其他大型飞机的推重比较低。总压比总压比是衡进入发动机的空气在压气机中压强的提高程度,计算方式为：出口气流的压强与进口气流的压强之比。一般而言,总压比越高，发动机的性能越好。资料来源：中国银河证券研究院1、军用发动机评价指标和趋势：追求推重比、单位推力、涡轮前燃气温度和加力状态耗油率军用发动机的发展趋势是由飞机对动力装苣的要求和技术进步程度决定的4050年代，涡喷发动机得到了快速发展，但耗油率较高。为改善其经济性，60年代，战斗机追求高空高速，航空发动机进入涡扇发动机时代。七十年代中期开始强调中空格斗机动性和对地攻击能力，八十年代中期开始研制的第四代战斗机，要求具有过失速机动和超音速巡航的能力，并要求具有一定的隐身性能和降低全寿命成本，航空发动机进入新一代涡扇发动机时代。20世纪末期，先进战斗机对发动机提出了5S特性（隐身性、超声速巡航、短距起降、超机动性、高维修性），自此航空发动机进入先进涡扇发动机时期。用发动机追求高的推重比，其单位推力和涡轮前燃气温度逐代提高，加力状态耗油率降低。但总增压比从七十年代起一直保持在2030范围内，大多在25左右，涵道比呈减小的趋势。 为了保证战斗机高机动能力和加速性,须有高的飞机推重比目前战斗机推重比一般为1-1.3(发动机最大状态所产生的推力与飞机结构重力之比)。发动机的重量一般占这类飞机总重量的10-15%,因而发动机的推重比对飞机推重比有明显的影响，推重比成为发动机最重要的综合指标。 提高涡轮前燃气温度是增大单位推力的主要途径。为了提高发动机加力状态的推重比，发动机的单位推力以及决定单位推力的主要循环参数涡轮前燃气温度也相应地不断提高。单位推力从六十年代的至今约提高了20%,由此可使推重比提高约31%。 发动机涵道比的选择与飞机的用途有很大关系。对于要求航程较远和飞行包线范围相对较窄的歼击机和攻击机用发动机，需要选较大的涵道比(0.57.0),而对于拦击机用发动机，需要选较小的涵道比(020.6%由于第四代战斗机要求具有超声速巡航能力，要求发动机有较大的不加力状态推力，需要选取较小的涵道比(0.203)°图12：涵道比对战斗机重量的影响£) Mling*产 N怎产资料来源Y航空发动机核心机技术及发动机发展型谱研究卜中国银河证券研究院 军用发动机总增压比较为稳定。随着涡轮前燃气温度的提高，无论从提高单位推力或从降低耗油率出发，都要求增大发动机的总增压比，但是总增压比的提高意味着风扇及压气机乃至涡轮级数的增加，间接影响推重比的提高，因此军用发动机的总增压比从七十年代起就保持在25左右，提升有限。 加力状态耗油率显著降低。随着涡轮燃气温度的提高和涵道比的减少，以及部件效率的提高，军用航空发动机加力状态耗油率已显著降低，不加力状态耗油率没有明显的增加。第四代发动机具有高推重比、小涵道比'高总压比'高涡轮进口温度等特点。为满足先进战斗机超声速巡航、良好隐身、高亚声速和超声速机动、远航程和短距起落、低全寿命期费用等要求，第四代航空发动机主要性能特点为:推重比9.0-10.0,涵道比0.20.4,总增压比2635,涡轮进口温度18002000K,耗油率降低8%10%,可靠性提高1倍，耐久性提高2倍。第五代军用航空发动机多为推重比12-15的小涵道比加力涡扇发动机。2012年10月，美国启动的AETD项目，主要瞄准下一代涡轮发动机技术，目的是蚯证能用于第五代战斗机、未来轰炸机和其它战术飞机的低油耗发动机技术。AETD项目重点研究三外涵技术，除传统涡扇发动机的高压核心机和低压外涵道，还将在外圈增加可开合的第三外涵，以满足未来自话应发动机的要求。表3:军用航空发动机总体性能发展趋势第三代(1970s-1990s)第四代(1990s-2010s)第五代（201OS-现在）推三比7-89T012-15涡轮前温度/K1600-17501800-20002Ooo-2250平均皴增压比131.41.45-1.50262.5涵道比031.10.20.40.3总压比213526-35-40冷却量17%18%t5%-17%12%15%资料来源：（军用航空发动机特征分析），中国银河证券研究院表4:国外第四代先进发动机主要性能参数型号F119F135F136EJ200M88-2AIYlF加力推力daN1556019135180009000750017500中间推力daN978012460116006000500011390加力耗油率igdaNh1.8-1.91.761.75中间耗油率kg<kNh0.80-0.860.900.8260.816空气流kg/8120-130139.675-7765140总增压比3535>3525.624.5涡轮进口温度K1973180318501900涵道比0.20.30.570.4-0.450.400.30.27推重比>109-108.5主要用途F-22F-35F-35EF2000阵风S-47资料来源：军用航空发动机特征分析（航空发动机核心机技术及发动机发展型谱研究、中国银河证券研究院2、民用发动机评价指标和趋势：安全性、成本可承受性是最优先的考虑因素民用航空发动机的研制有很高要求多项参数将影响民用发动机的性能评价。对于民用发动机，发动机的安全性可靠性、可承受性成本和价格是其最重要、最优先的考虑因素。当前大涵道比涡扇发动机和各种改进型发动机占据民航动力的统治地位。由于军民飞机对发动机的要求不同，发动机在发展过程中呈现出不同的趋势，特别是涵道比和总增压比两个参数。表5:典型大涵道比涡扇发动机循环参数取证时间典型发动机涵道比风扇压比总增压比涡轮前温度/K巡航耗油率/kg-(daNh),)1977-1992RB211.PMOO、CFM56、V2500、PW2037,JT9D等461.725-30150015700.580.71992-2007Trcnt800.PW4084.GE90,Trcnt¾K).GP7200等691.51.638-45157018300.565-0.62008-至今GEnx,TrentlOOO.PW8000等10-151.31.450-60>19000.5-0.55资料来源：航空发动机科学技术的发展与创新），中国银河证券研究院提高总增压比，在部件效率不过分降低的条件下，有利于提高热效率，所以不断提高总增压比是现代民机发展的基本趋势O高推进效率，也有利于降低噪声（噪声水平正比于排气速度的8次方卜所以提高涵道比也是现代民机的发展趋势。民用发动机的涡轮前燃气温度和军用发动机有相类似的发展趋势，同时要兼具更长的寿命（为军用发动机寿命的十倍以上），因此，涡轮前燃气温度值一般比同代军用发动机低100- 200K 民用飞机对涡扇发动机的要求通常是“最低的全寿命成本：发动机耗油率成了民用发动机发展的特征性指标。总结来看,代际越高的民用发动机，涵道比越高,涡轮前燃气温度越高,风扇压比越低，总增压比越高，巡航耗油率越低。民机发动机性能的提高与技术进步联系紧密。经济性一直是民用航空发动机追求的目标之一，主要通过降低耗油率与全寿命费用来实现。根据航空发动机科学技术的发展与创新，美国GE公司与法国SNECMA公司于19982003年实施了TECH56研究计划，开发和脆证了金属材料空心弯掠风扇叶片、高载荷高压压气机、高载荷高压涡轮、对转低压涡轮、对转差动轴承、带冷却的全功能发动机数字控制器等，实现了“与1999年的CFM56发动机相比，费用降低15%25%,耗油率降低4%7%,维护费用降低15%20%的目标。英国罗罗公司则以AdVanCC2和AdVanCC3项目所发展的双转子或三转子及动机技术在2020年前达到成熟目标，实现发动机耗油率比逾达7。发动机至少降低20%o未来,民用航空发动机或将在多个方向实现进一步发展,包括齿轮驱动风扇发动机（GTF）、开式转子发动机（OPCnROtOr）和间冷回热发动机（IR卜此外，太阳能等新能源发动机也是重要的发展方向。 齿轮驱动风扇式的涡扇发动机（GTF）O现役的涡扇发动机是通过低压涡轮轴直接驱动风扇，而GTF是通过减速齿轮箱带动风扇，其优点是低压涡轮可采用更高转速，从而减少涡轮级数（例如由7级减至3级卜同时，风扇可采用更低的转速，得到更大的涵道比和更低的叶尖切线速度，从而降低耗油率和噪声。应用GiT技术的PVnoOoG系列发动机实现耗油率比在役发动机降低11%-12%,噪声比第3阶段环保要求低30dB0图13：齿轮驱动风扇式的涡扇发动机（GTF）XCollaborativeResearchTechnoIogyAreas 开式转子发动机（CPenrOtor）。所谓开式转子，就是桨扇发动机或无涵道风扇发动机，其主要优点是涵道比可大幅度加大，从而有效降低耗油率。但缺点也较为明显：增加飞机飞行速度降低；增大座舱噪声和环境噪声等。图14:开式转子发动机 间冷回热发动机(IRA)。间冷回热是在普通的涡轮发动机高压压气机和低压压气机之间设置一台中间冷却器，用于带走压气机之间的热量，降低高压压气机的进口温度，使其易于压缩；而在尾喷管排气中设置一台回热器，回热器将排气中的部分热量送回到燃烧室进口的高压排气中，使从压气机出来后的空气提高20CTC。间冷回热循环核心机热效率比常规循环大约可高出14%16%o二、为何需重视航空发动机产业布局？(一)航空发动机：集高经济性、高战略价值、高难度、高急迫性于一身作为现代工业”皇冠上的明珠”航空发动机附加值较高。航空发动机是关系国家国防安全、国民经济发展的重大装备。同时它也以先进性和复杂性成为一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。它的发展可广泛带动电子、材料、精密加工、冶金、化工等产业的繁荣，被誉为现代工业“皇冠上的明珠二同时，航发也是典型的技术、知识密集型高科技产品，附加值较高，根据航空发动机科学技术的发展与创新，其单位重量创造的相对价值是船舶的1400倍。航空发动机产业因为技术极其高端，处于寡头垄断的环境中，一款成熟产品能够销售30-50年，面临的竞争威胁很小，几乎不必担心竞争和市场回报问题，壁垒和门槛是经济回报的有力保证。图15：各产品单位重呈创造的相对价值资料来源：航空发动机科学技术的发展与创新中国银河证券研究院通过“业务互补”为航空发动机及设备研发提供资金支持。GE（通用电气）的产品线十分广阔，不仅研制航空发动机，还生产电梯、空调等等，用这些业务来保证发动机的持续研发。产业链垂直整合的优势，除了“低成本”和“快捷的材料供给“外，更重要的是掌握着可以随时跟进前沿科技创新、组合出优势产品的技术能力。航空发动机的产业链条非常长，将带动冶金、化工、电子、材料、高温涂料、电控系统等相关产业，中国航空工业在航空发动机研制的探索中，有望实现深度军民融合，通过发展更多赚钱的“业务组合,反哺航空工业的新技术投入，而新技术再“溢出,到民用领域，形成良性循环。然而航空发动机研发'生产和制造难度都较高需要长期的产业和人才积累具有极高进入壁垒。它的研发既需要坚实深厚的理论基础，又需要大量工程实践经验和坚实的工业基础能力。根据航空知识数据，研制一台中大型发动机大概需要15至30亿美元，同时需要比飞机机体多5年以上的研发周期，是一个国家科技水平、工业基础、综合国力的集中体现。表6：航空发动机研发制造难度描述数据和例子极高技术要求和可靠性要求学科涵盖工程热力学、气体动力学、燃烧学、传热学和现代控制理论等,技术几乎覆盖材料、制造、试脸等所有现代技术门类.特别是高温材料和热工艺。民用航空发动机的首翻期（机上平均寿命）已达2万小时，相当于一天24小时连续飞行2年以上而不大修。按照正常每天使用6小时计算,一台段动机应当可连续使用9年以上不拆下维修，对发动机的稳定性要求极高。与国家基砒工业水平高度关联航空发动机的制造过程涉及众多技术领域，廛不开国家基础工业的支弹。其批工业的支持程度直接决定了航空发动机的性能及可靠住等关键指标，对设备的稳定生产有至关重要的作用。发动机的热部件需要定向凝固高温合金、单品、金履间化合物、金属基复合材料和陶密基复合材料等先进特殊材料；发动机叶片需要钛合金、相合金、高强钢等材料,且需要不断改进以循应苛刻的性能和工作环境要求。遵循独立和超前的发展规律根据发动机研制的流程，发动机本身的研制难度高于平台、研制周期长于平台,需要提前谋划、超前发展。航空发动机的研发周期一般比飞机机体长5年以上需要国家资源的强力支持和保母在航空研发的总投入中.航空发动机占比约为1/4,研制一台中大型发动机大概需要15加亿美元。对试验和高性能设施的依赖航空发动机的研制流程可划分为“研究-设计-试验-修改设计-再试箱”，每一个试脸的背后都需要高性能的试筋手段和设施支持。研制一台新型发动机一般需要Ia万小时的零部件试验、4万小时的附件试蛉和1万小时的整机试脸。资料来源：t航空知识），中国银河证券研究院航空发动机核心技术和市场牢牢掌握在美'英'法'德、日等国家的寡头企业中目前，仅有美国、俄罗斯、英国、法国等少数国家能够独立研制高水平的军民用航空发动机，占据全球航空动力产业链的主导地位。制造方面，目前能自行制造第三代战斗机的国家地区共有12个，能自行制造大推力军用泯扇发动机的国家有三个（美国、俄罗斯、中国），能自行制造大涵道大推力高性能民用涡扇发动机的国家只有两个（美国、英国卜世界大型民用航发产业的顶级企业是美国通用电气（GE）公司和普拉特惠特尼（PW）公司、英国的罗尔斯罗伊斯（RR）,以及GE同法国赛峰集团（Safran）合资成立的CFM国际公司，GE同PW合资成立的EA公司，PW、德国MTL等5家合资成立的IAE公司等。这些企业具有独立研制航发整机的能力，几乎控制了全球大型民用航发的核心技术研发、总装集成、销售及客户服务等全产业链。表7：世界主要航空发动机厂商类型代表公司世界大型民用航空发动机荚国通用电气（GEX荚国普拉特-惠特尼（P&WX英国罗尔斯-罗伊斯（R-RX斯奈克玛国除CFMl（SaframGE）L1E（R-RP&VCXE（GE/P&W）军用和小型航发法国斯奈克玛（SnCCma入美国霍尼韦尔（HOnCyWCl11建国MTg意大利RVi。、俄罗斯土星、俄罗斯礼炮供应商日本三菱重工、日本川崎重工、IHl公司、韩国三星资料来源：航空知识，中国银河证券研究院教育、科技和工业技术发展的同时，对航空动力技术的预先研究和试验验证给予极大的重视，开展了一系列大型研究计划，为各种先进军、民用发动机提供了坚实的技术基础。 美国于60至80年代连续密集实施十多项发动机研究计划，且在1988年-2003年期间，用15年左右的时间，在推重比、耗油率、成本等方面取得的技术进步，相当于过去30-40年所取得的成就。此后，美国政府和军方制定了多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划，在2017年左右使发动机经济可承受性（定义为能力与寿命期成本之比，其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数）提高1。倍。 以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Il）,英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划,德国宇航研究院联合企业界独立实施了针对民机的3E（环境、效率和经济性）发动机研究计划O 日本早已通过专利生产第三代发动机，并参与世界一流水平的大型民用涡扇发动机的国际合作研制，目前又正在与美、英合作研制飞行速度5倍于声速的HYPR-90组合循环发动机，力图在高超声速推进技术领域抢占领先地位。 印度的军用发动机在部分依靠与国外合作的条件下采取自主研制的途径，自行研制的推重比8一级GTX-35VS双转子涡扇发动机已经首飞，在推重比10以上涡扇发动机和高超声速组合动力关键技术研究方面取得进展。表8:美国部分航空发动机材料和制造技术发展计划计划实施年代备注航空航天推进计划1959-推柬比6-8发动机研，材料为重要专项之一。发动机部件改进（ECI）计划1977-1981推或比8发动机改进改班,对材料的使用可靠性迸行了深入研究。发动机热端部件技术（HOST）计划1980-1987FIOo、Fno发动机改进改型,型点研究了涡轮叶片的材料特性和防护涂层。综合高性能涡轮发动机技术（1H1×ET）计划1988-25新一代推重比12-15一级涡扇/功重比11-12一级涡轴发动机预研。先进高温发动机材料技术计划（HITl-MP）1989-25对先进复合材料的可行性览证、结构分析模型的证实及试脸方法的研究。包括金属间化合物、陶瓷、高分子复合材料等。先期概念技术演示验证计划（ACTD）1995-25F11