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第27卷第1期2021年2月载人航天Manned SpaceflightVol.27No.1Feb.2021载人登月航天器推进系统方案选择分析孙兴亮1,高峰1,董云冉2,牛津桥3,郝平1，黄震1(1.中国空间技术研究院总体设计部，北京100094；2.紫光恒越技术有限公司，北京100083；3.中国人民解放军63993部队，北京101100)摘要:载人登月航天器完成近月制动和着陆下降等空间任务，需要装载大量推进剂，推进系统方案选择是航天器总体方案设计优化的重要组成部分。
建立了推进系统关键组件设计仿真模型,仿真分析了推进系统质量和干重系数随推进剂装载量的变化规律,并对比了20t级载人登月航天器挤压和泵压推进系统方案。
结果表明：推进系统方案质量与推进剂装载量有关，推进剂装载量越大,泵压推进系统轻量化优势越大,主要由泵压系统贮箱质量较轻导致；球形封头贮箱轻量化可采用增加贮箱封头直径的技术途径，椭球形封头贮箱轻量化可采用增加贮箱圆柱段长度的技术途径；对20t级载人登月航天器算例进行仿真分析表明，从实现系统轻量化角度出发，宜选用泵压推进系统方案。
关键词：载人月球探测；航天器;推进系统；仿真分析中图分类号：V423.6文献标识码：A文章编号：1674-5825(2021)01-0040-07Propulsion System Selection and Analysis for MannedLunar SpacecraftSUN Xingliang1，GAO Feng1，DONG Yunran2，NIU Jinqiao3，HAO Ping1，HUANG Zhen1(1.Institute of Spacecraft System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing100094,China；2.Unisyue Technologies,Beijing100083,China；3.Unit63993of the PLA,Beijing101100,China)Abstract:Large amount of liquid chemical propellant needs to be loaded in the manned lunar spacecraft to complete the perilune braking and the descent operations.The selection of the propulsion system scheme is an important part of the spacecraft design optimization.In this paper,the numerical simulation model for the key components in the propulsion system was established.The weight and dry weight coefficient of key components changing with the propellant load was analyzed by simulation,and the weight of pressure-fed and pump-fed propulsion system of a20-ton manned lunar spacecraft was calculated and compared.The results showed that when the propellant load was small,the pump-fed system had no advantage,the advantages of pump-fed system became apparent with the increase of the propellant load due to the light weight of the propellant tank in pump-fed system.The essential approach to achieve lightweight design of the spherical head tank was to increase the spherical head diameter,while the essential approach to achieve lightweight design of the spheroidal head tank was to increase the cylinder length.The simulation analysis showed that for the 20-ton manned lunar spacecraft,the pump-fed propulsion scheme was an optimal selection considering the light weight of the whole system.Key words:manned lunar explosion；spacecraft；propulsion system；numerical simulation收稿日期：2020-07-16；修回日期：2020-12-28基金项目：载人航天领域预先研究项目(060201)第一作者:孙兴亮，男，博士,工程师，研究方向为载人航天器总体设计。
飞机推进系统原理作为人类科技的杰出代表，飞机推进系统的出现极大地促进了人类的交通和科技的发展，随着时代的推进，飞机的推进系统的技术也在不断地发展和改进。
本文将着重介绍飞机推进系统的原理和工作过程。
一、飞机推进系统的分类飞机推进系统根据推进方式可以分为螺旋桨推进系统和喷气推进系统两种，螺旋桨推进系统是将发动机产生的动力通过传输系统转化为螺旋桨旋转来推进空气的，而喷气推进系统是将高速喷射的气流推动空气产生推力的。
二、螺旋桨推进系统的原理螺旋桨推进系统包括发动机、传动系统和螺旋桨三个部分。
1. 发动机发动机是飞机推进系统的核心部件，其作用是将油耗电能转化为机械能，进而驱动整个系统运行。
发动机通过点火和燃烧空气和燃料，产生高温高压气体驱动运动。
常见的发动机主要有活塞发动机和燃气涡轮发动机。
2. 传输系统传输系统是将发动机产生的动力转化为螺旋桨旋转，进而推进空气的部分。
传动系统通常包括减速器、轴、轴承和凸轮等，其中减速器用于降低高转速发动机的转速以适应螺旋桨的旋转速度，轴和轴承用于传递发动机的转动力矩和支撑旋转螺旋桨，凸轮则用于调整螺旋桨的切角，控制飞机的速度和推力。
3. 螺旋桨螺旋桨是将动力传送到空气中，产生推力的部分。
螺旋桨通常由多个桨叶组成，桨叶的形状和数量根据不同的工况和设计要求而变化，桨叶通常有定角桨和变角桨两种类型，定角桨的桨叶角度是固定的，而变角桨的桨叶角度可以根据需要进行调整。
桨叶旋转时，它将空气吸入桨叶前缘，产生部分真空，使空气沿桨叶表面形成旋转流，从而产生推力，使飞机向前推进。
三、喷气推进系统的原理喷气推进系统是将燃料和空气混合后在燃烧室内燃烧，产生高温高压气体，并通过喷嘴高速喷射出来推进空气的。
同样，喷气推进系统也包括发动机和喷嘴两个部分。
1. 发动机喷气推进系统的发动机通常采用涡轮增压式燃气涡轮发动机。
这种发动机的构造相对复杂，通常包括压气机、燃烧室、涡轮等部件。
空气经过压气机压缩后通过燃烧室，在与燃料相遇后燃烧，并产生高温高压气体，最后通过涡轮推动喷气嘴产生推力。
航空航天行业航天器动力与推进方案第1章航天器动力与推进技术概述 (3)1.1 航天器动力系统发展历程 (3)1.2 航天器推进技术分类与特点 (4)1.2.1 化学推进 (4)1.2.2 电推进 (4)1.2.3 新型推进技术 (4)1.3 国内外研究现状与发展趋势 (4)1.3.1 国外研究现状与发展趋势 (5)1.3.2 国内研究现状与发展趋势 (5)第2章化学推进系统 (5)2.1 固体推进剂火箭发动机 (5)2.1.1 固体火箭发动机工作原理 (5)2.1.2 固体推进剂类型及功能 (5)2.1.3 固体火箭发动机结构及设计 (5)2.1.4 固体火箭发动机的优势与局限性 (5)2.2 液体推进剂火箭发动机 (6)2.2.1 液体火箭发动机工作原理 (6)2.2.2 液体推进剂类型及功能 (6)2.2.3 液体火箭发动机结构及设计 (6)2.2.4 液体火箭发动机的优势与局限性 (6)2.3 混合推进剂火箭发动机 (6)2.3.1 混合推进剂火箭发动机概述 (6)2.3.2 混合推进剂类型及功能 (6)2.3.3 混合推进剂火箭发动机结构及设计 (6)2.3.4 混合推进剂火箭发动机的优势与局限性 (6)2.4 推进剂选择与储存技术 (7)2.4.1 推进剂选择原则 (7)2.4.2 推进剂储存技术 (7)2.4.3 推进剂管理策略 (7)第3章电推进系统 (7)3.1 离子推进器 (7)3.1.1 工作原理与分类 (7)3.1.2 功能特点 (7)3.1.3 应用情况 (7)3.2 霍尔效应推进器 (7)3.2.1 工作原理与分类 (8)3.2.2 功能特点 (8)3.2.3 应用情况 (8)3.3 磁等离子体动力推进器 (8)3.3.1 工作原理与分类 (8)3.3.2 功能特点 (8)3.3.3 应用情况 (8)3.4 电推进系统关键技术与应用 (8)3.4.1 关键技术 (9)3.4.2 应用情况 (9)第4章核推进系统 (9)4.1 核热推进 (9)4.1.1 核热推进原理 (9)4.1.2 核热推进系统构成 (9)4.1.3 核热推进关键技术 (9)4.1.4 核热推进研究进展 (9)4.2 核脉冲推进 (9)4.2.1 核脉冲推进原理 (9)4.2.2 核脉冲推进的优势与挑战 (9)4.2.3 核脉冲推进研究现状 (9)4.3 核反应堆设计与安全 (9)4.3.1 核反应堆设计原则 (9)4.3.2 核反应堆安全措施 (9)4.3.3 核反应堆监管要求 (10)4.4 核推进系统在航天中的应用前景 (10)4.4.1 核推进系统在航天中的应用优势 (10)4.4.2 核推进系统在航天任务中的应用案例 (10)4.4.3 核推进系统对航天事业的影响 (10)第5章激光推进系统 (10)5.1 激光推进基本原理 (10)5.2 激光推进系统关键部件 (10)5.3 激光推进系统功能评估 (10)5.4 激光推进在航天中的应用前景 (11)第6章新型推进技术 (11)6.1 太阳帆推进 (11)6.1.1 太阳帆工作原理 (11)6.1.2 太阳帆设计要点 (11)6.1.3 我国太阳帆推进技术发展现状 (11)6.2 磁帆推进 (11)6.2.1 磁帆工作原理 (12)6.2.2 磁帆关键技术 (12)6.2.3 我国磁帆推进技术发展现状 (12)6.3 电磁推进 (12)6.3.1 电磁推进工作原理 (12)6.3.2 电磁推进关键技术 (12)6.3.3 电磁推进应用前景 (12)6.4 推进技术展望 (12)6.4.1 高效推进技术 (12)6.4.2 环保推进技术 (12)6.4.3 小型化与多功能推进技术 (12)6.4.4 推进技术与其他领域的融合发展 (12)第7章航天器动力与推进系统集成设计 (12)7.1 动力与推进系统总体设计方法 (12)7.2 系统仿真与优化 (12)7.3 系统集成与测试 (13)7.4 在轨运行与维护 (13)第8章航天器动力与推进系统可靠性分析 (13)8.1 系统可靠性基本理论 (13)8.1.1 可靠性定义及度量 (13)8.1.2 可靠性模型 (13)8.1.3 可靠性分析方法 (13)8.2 动力与推进系统故障模式及影响分析 (13)8.2.1 动力与推进系统概述 (14)8.2.2 故障模式识别 (14)8.2.3 故障影响分析 (14)8.3 可靠性评估与优化 (14)8.3.1 可靠性评估方法 (14)8.3.2 可靠性优化策略 (14)8.3.3 优化效果验证 (14)8.4 长寿命高可靠性设计 (14)8.4.1 设计原则 (14)8.4.2 设计方法 (14)8.4.3 设计验证 (14)8.4.4 设计实施与监测 (14)第9章航天器动力与推进系统环境适应性分析 (15)9.1 空间环境及其对推进系统的影响 (15)9.2 环境适应性设计方法 (15)9.3 环境适应性试验与评估 (15)9.4 耐环境设计与应用 (15)第10章航天器动力与推进技术未来发展 (15)10.1 新型动力与推进技术发展趋势 (15)10.2 绿色环保推进技术 (16)10.3 深空探测与星际旅行推进技术 (16)10.4 民用与商业航天推进技术展望 (16)第1章航天器动力与推进技术概述1.1 航天器动力系统发展历程航天器动力系统作为航天器的核心组成部分，其发展历程反映了人类航天技术的进步。
航空航天工程师的航天器推进系统设计航空航天工程是一个高度复杂和技术密集的领域，其中航天器的推进系统设计是至关重要的一环。
航天器推进系统的设计涉及到多个关键因素，包括燃料选择、推进剂性能、节能环保等。
本文将探讨航空航天工程师在航天器推进系统设计中所需要考虑的关键要素。
一、燃料选择燃料在航天器推进系统设计中起着至关重要的作用。
燃料的选择应该综合考虑多个因素，包括推进剂性能、化学稳定性、可靠性以及生产成本等。
在选择燃料时，航空航天工程师需要进行详尽的研究和分析，确保所选燃料能够满足推进系统的要求，并提供良好的性能和可靠性。
二、推进剂性能推进剂性能对航天器推进系统设计至关重要。
推进剂的性能取决于其燃烧速率、比冲、密度等参数。
航空航天工程师需要通过燃烧室压力、温度等参数的调整来实现推进剂的最佳性能。
同时，推进剂的选择也需要考虑到燃烧产物的环境影响，以确保航天器在操作的过程中不会对环境造成不必要的污染。
三、节能环保随着全球对环境问题的关注度不断提高，节能环保成为了航空航天工程师在航天器推进系统设计中需要考虑的重要因素。
航天器的推进系统应该尽可能地减少能源消耗，同时降低对环境的不良影响。
在设计过程中，工程师需要使用先进的技术和材料，并优化推进系统的结构，以提高燃料利用率并减少废气排放。
四、系统集成在航天器推进系统设计中，系统集成是一个至关重要的方面。
航天器是由多个子系统组成的，如燃料供应系统、燃烧室、喷嘴等。
航空航天工程师需要确保各个子系统之间的协调工作，以确保整个推进系统的高效运作。
同时，工程师还需要考虑到航天器的重量和体积限制，以满足航天器整体设计的要求。
总结起来，航空航天工程师在航天器推进系统设计中需要综合考虑燃料选择、推进剂性能、节能环保和系统集成等多个因素。
通过精确的研究和分析，他们能够设计出性能优越、高效可靠的推进系统，为航天器的顺利发射和运行提供强大的动力支持。
航空航天工程师的努力和创新将推动航天事业不断向前发展，开创更加辉煌的未来。
《飞机推进系统原理》课程教学大纲一、适用专业本大纲适用于本科班飞行器动力工程专业。
二、课程的性质、地位和任务《飞机推进系统原理》是本专业的一门专业基础课，它是从系统的观点出发，研究飞机推进系统各主要部件的工作原理与特性，各主要部件之间的匹配工作及系统性能变化规律的课程。
通过本课程的教学应完成的任务是：使学生正确建立飞机推进系统的有关概念，深刻理解飞机推进系统工作原理，掌握性能分析的理论知识和基本方法，具备分析、判断、预防使用过程中常遇性能故障以及初步进行发动机性能论证的能力，为后续专业课程和将来从事专业技术工作打好扎实的理论基础。
三、章节学时分配和作业量四、教学要求及内容提要第一章飞机推进系统概论（一）教学要求了解飞机推进系统发展概况，了解涡扇发动机在飞机推进系统中所处的地位与发展现状，了解高、新技术在飞机推进系统中的应用与现代设计思想，了解涡扇发动机的分类及基本工作情形，理解发动机推力的产生原理、计算方法和公式，了解发动机效率的概念及其计算，了解发动机各种性能的评定指标。
（二）内容提要飞机推进系统的发展概况，喷气发动机的分类，涡轮风扇发动机的分类和基本工作情形，发动机的推力和效率及性能评定指标。
（三）重点难点重点：涡扇发动机在飞机推进系统中所处的地位与发展现状，涡轮风扇发动机的分类和基本工作情形，发动机产生推力的原理、推力的计算。
难点：发动机的效率。
第二章进气系统的工作原理与特性（一）教学要求了解进气系统的功用与要求，理解外压式超音速进气道的工作原理与特性，理解超音速进气道的调节方法与原理，了解进气系统与飞机、发动机相互影响的概念。
（二）内容提要对进气系统的要求和进气道的基本性能参数，超音速进气道的工作原理与特性，超音速进气道的调节。
（三）重点难点重点：进气道的基本性能参数，外压式超音速进气道的工作原理与特性，超音速进气道的调节方法与原理。
难点：外压式超音速进气道的节流特性及不稳定工作。
第三章压气机的工作原理与特性（一）教学要求了解轴流式压气机的组成及其研究方法和有关基本几何参数，理解压气机（风扇）的基本工作原理，深刻理解压气机（风扇）的通用特性，理解压气机（风扇）的不稳定工作及其调节措施，了解当代压气机（风扇）设计中的新思想、采用的新技术概况。
如何进行航空航天系统设计导语航空航天系统设计是一个重要而复杂的过程，需要经过多方面的考虑和规划，方能确保系统具有高水平的安全性、可靠性和性能等特点。
本文将从系统设计的不同阶段，以及设计应该考虑的因素等方面入手，向读者介绍如何进行航空航天系统设计。
一、设计前的准备工作在开始设计航空航天系统之前，需要进行一些准备工作。
这些准备工作通常包括：1、制定设计目标——首先需要明确设计的目标，例如系统要实现的功能、应用场景等。
这有助于确定设计的参数和限制条件。
2、收集设计需求——通过与用户交流，了解用户对系统的需求及其使用场景，同时还需要考虑诸如系统可用性、可靠性、性能等各方面的需求，以更好地设计出满足用户要求的系统。
3、评估技术可行性——对于一些涉及先进技术的系统设计，需要先评估技术可行性，明确技术限制条件，以便在后续系统设计中加以考虑。
二、系统设计阶段1、需求分析在需求分析阶段，需要对已经汇总的各种需求进行分析，并确定系统具体功能及其实现方式。
这个步骤比较核心，涉及到许多因素，例如系统可用性、安全性、集成性等，需要在不断的实践中不断完善。
2、系统架构设计在系统架构设计阶段，需要定义系统各部件的角色与交互方式，并根据对需求分析得到的结果进行选择。
同时，架构设计也包括系统模块的划分与模块间相互关系的定义等。
3、详细设计在架构设计完成之后，需要进行详细设计，确定实现细节和算法等方面的设计。
这个环节也涉及多个部分，例如硬件设计、软件设计、通讯协议设计等。
三、系统实现阶段在系统实现阶段，需要根据设计文档进行编码并进行必要的测试。
同时应该高度注意系统的安全性、可用性和可靠性，防止因设计漏洞造成系统失效等不可恢复的后果。
四、系统验证和测试阶段在系统实现完成后，需要进行系统验证和测试，以保证系统能够在实际使用环境中稳定地运行，满足用户需求。
同时，验证的过程中也可以发现并修正设计缺陷。
当验证与测试的结果能充分满足系统目标时，才可以进入产品发布阶段。
美国航宇局空间站推进系统的先进研制计划摘要：本文旨在论述美国航空航天局 (NASA) 的空间站推进系统的先进研制计划，并详细描述其团队的目标、原理和实施方法。
为了实现其目标，NASA研发团队将依靠一系列尖端技术，包括创新动力系统、新型发动机和复杂的燃料结构。
本文希望介绍NASA研发团队在这一领域的历史以及未来的可能性，并进一步讨论如何使NASA利用自身优势来积极推动人类进入空间探索新领域。
关键词：NASA空间站推进系统，先进研制计划，动力系统，新型发动机，复杂的燃料结构正文：美国航空航天局的空间站推进系统的先进研制计划是将空间技术引入新水平的重要举措。
自20世纪60年代以来，NASA一直在开发新型发动机、创新动力系统和复杂的燃料结构，为人类进入空间探索提供支持。
在过去几十年中，NASA利用自身优势来创新空间技术，促进人类进入太空的活动。
NASA的空间站推进系统的先进研制计划（ASP）旨在将太空技术推向新的高度。
ASP团队的核心目标是开发空间站推进系统的性能更高的组件，以实现更多的平稳性、可靠性和效能。
为了实现这一目标，团队结合了多种技术，包括创新动力系统、新型发动机，以及复杂的燃料结构。
此外，ASP团队还在评估多种具有挑战性的传感器、轨道控制和制导系统，以及具有更高效能的发动机等设备。
为了将研发的技术实现工业化，ASP团队正在进行大量的测试和验证，以确保这些技术的可靠性和安全性。
本文介绍了NASA研发团队在空间站推进系统的研发历史以及未来的可能性，以及如何利用其优势推动人类进入空间探索新领域。
随着技术不断发展，NASA开发队伍将继续推动空间站推进系统的可靠性和可扩展性，为人类进入空间提供支持。
NASA的空间站推进系统的先进研制计划的应用是在太空探索中起到关键作用的。
它可以提供可靠性和可扩展性，帮助人类飞行员有效地推进空间站、卫星和其他航天器。
通过开发空间站推进系统，NASA能够实现精密的空间导航，为航天任务带来更多的准确性和灵活性。
飞机总体设计报告
摘要
本文讨论了飞机总体设计的理念、目标与要求，并着重介绍了对飞机
自主导线程、机身构型、发动机、动力传动和控制系统的设计和分析。
在
此基础上，我们对机身结构进行了优化、结构验算、负载分析以及失速特
性的评估。
同时，我们对飞行推进系统进行了考察，并且给出了各个系统
优化的建议，以满足设计要求。
最后，本文总结了整个飞机总体设计流程，并且给出了未来工作的发展方向。
关键词：飞机设计；导线程；机身构型；动力传动；控制系统
一、飞机总体设计理念
飞机总体设计旨在使飞机具备安全可靠、高效低消耗、稳定可操纵的
性能，具有良好的机动性能和航电系统控制功能。
因此，对飞机总体设计
的要求既是优化机体结构与动力传动系统，也是优化系统动力性能、质量
特性、空气动力特性以及系统控制性能。
二、飞机自主导线程
飞机总体设计的主要导线程是安全、可靠、全面考虑。
在总体设计过
程中，必须确保飞机结构能符合机动性能和航电系统控制功能要求，同时
结构的可安全操纵性、可靠性和耐久性也要满足一定要求，以保证飞机机
组在任何操纵状态下都能保持安全飞行。
航空航天工程中的航天器推进系统在航空航天工程中，航天器推进系统是航天器能够进行太空飞行的关键部件之一。
它主要负责提供推力，使航天器能够克服地球引力和空气阻力，进行速度控制、姿态控制和轨道调整等操作。
本文将就航天器推进系统进行详细介绍。
一、推进系统的作用航天器推进系统主要起到推动航天器的作用。
通过提供推力，推进系统使航天器能够离开地球表面，进入太空环境。
同时，推进系统还可以使航天器改变速度和姿态，以实现特定的任务，比如进行轨道调整、位置修正和卫星对接等操作。
二、推进系统的组成航天器推进系统通常由推进剂贮箱、推进剂供应系统、发动机和喷管等部件组成。
1. 推进剂贮箱：推进剂贮箱是储存推进剂的容器，通常位于航天器的底部或者侧面。
推进剂贮箱必须具备足够的强度和密封性，以确保推进剂能够安全地储存和使用。
2. 推进剂供应系统：推进剂供应系统主要负责将推进剂从储箱输送到发动机。
它通常包括推进剂泵、管路系统和阀门等组件。
推进剂供应系统必须具备可靠的输送能力和稳定的工作性能，以确保发动机能够正常运行。
3. 发动机：发动机是推进系统的核心部件，负责将推进剂燃烧产生的能量转化为推力。
根据不同的推进方式，航天器推进系统可以采用化学推进发动机、电推进系统或者核推进系统等不同类型的发动机。
每种发动机都有其独特的工作原理和性能特点。
4. 喷管：喷管是航天器推进系统的出口部分，通过喷口释放高速喷流，产生反作用力推动航天器运动。
喷管的形状和尺寸会影响推力的大小和方向，因此需要根据具体的任务需求进行设计和优化。
三、推进系统的工作原理航天器推进系统的工作原理基于牛顿第三定律，即“作用力等于反作用力”。
推进剂在发动机内燃烧产生高温高压气体，通过喷管喷射出去产生推力，同时航天器会受到反作用力推动。
根据不同的推进方式，推进系统的工作原理和推进剂的燃烧过程会有所不同，但基本原理都遵循牛顿定律。
四、推进系统的应用航天器推进系统广泛应用于各种类型的航天任务中。
浅析国内外航空推进系统发展现状学号：20150825007 姓名：施强摘要：航空推进系统是一类实现能量转换的机械，主要涉及的基础性学科方向包括:工程热力学、结构动力学、空气动力学、传热学、燃烧学、控制学、材料与工艺，等等。
本文主要通过阐述美俄等国家推进系统的发展现状以及当前我国在航空推进系统领域各专业方向上所取得的进展，并进一步对比了国内外在军用航空推进系统的差距，对我国在该领域的发展做出了一下展望。
关键词：航空，推进系统，发展现状一、世界主要国家航空推进系统总体发展趋势新军事变革和信息技术的飞速发展，使航空武器装备得到了更为精确的运用。
制空权与制信息权、有人驾驶飞机与无人机、“软硬兼施”与空天一体、平台作战与体系对抗等战斗力构成要素已经对当前与未来作战思想和作战模式产生了广泛而深远的影响从而对航空武器装备的发展起到极大的促进作用。
无人机继续成为世界各国研究与开发的热点；美俄重点改进现役轰炸机，主要改进方向是，提高其全天候作战和突防能力、扩展机载武器使用种类、完善一体化导航和信息保障能力、研制新型非核高精度机载武器以及延长使用寿命等；美国实施多个直升机计划，V-22倾转旋翼机成功研制；近太空飞行器成为研究热点。
这些飞行器的技术发展对动力装置的需求极大牵引和促使了吸气式发动机向更高的技术水平发展，推进技术取得了很大进展。
更高的推重比、更大的飞行M数、更好的安全性和可靠性更少的燃油消耗更低的污染和噪声、更佳的生存性和维修性将始终是军用航空发动机追求的目标。
为达到目标，研究采用先进材料达到更高的涡轮前温度和带复杂冷却系统的涡轮叶片等新技术、变循环发动机、使用矢量推力条件下大迎角飞行时的发动机稳定性控制等成为热点。
高涵道比涡扇发动机继续朝着高经济性（包括低耗油率与低加工维护费用）、低排放和低噪声的方向发展。
紧凑的叶轮机、新颖的结构和材料等将是提高发动机经济性的关键技术，而高效的低排放燃烧室和低噪声风扇与喷管则是满足环保要求的关键技术。
吸气式高超声速（飞行马赫数大于5）飞行器是未来民用飞机的发展方向之一涡轮基组合循（TBCC）动力装置可使未来的高超声速飞行器像飞机一样工作，可重复使用（大于1000次任务，每年可飞100次），用途多样且有灵活的发射和着陆地点，耐久性高，单位推力大，能采用普通的燃料和润滑剂、成本低等特点成为国内外的研究重点。
未来无人作战飞行器（UCA V）将需要一个低可探测的平台，进气道和排气将作为发动机和机体的一部分，成分高度综合的推进系统，变循环发动机可能是满足这一用途的动力形式；未来军用飞机特别是无人机的自主飞行任务对发动机提出了预兆和诊断的要求，这项要求将促进智能发动机的发展，智能发动机可大大改善推进系统的经济性、可靠性和战备完好率，降低使用和维修成本。
二、当前我国在航空推进系统领域各专业方向上所取得的进展（一）总体进展2011-2012年期间，我国某大推力涡扇发动机的定型，是继2010年某小推力涡扇发动机定型之后，在航空发动机领域的又一收获。
该产品的定型，一方面标志着我国在涡扇发动机设计方面的日渐成熟，成为国际上继美、英、俄、法之后，第五个能够自主设计制造涡轮风扇发动机的国家；一方面体现了涡扇发动机产品所对应的各个学科方向取得了前所未有的进步。
通过“十五”期间国家的持续投人，特别是国家先进推进技术验证计划实施的顺利结束，使得航空发动机各相关技术取得了长足的进展，积累得到了进一步的夯实，大量面向产品研制验证的相关应用基础研究得到了显著的提升。
航空发动机设计体系是规范指导和实施各类航空发动机设计活动的技术系统。
美英俄法等国的相关设计部门均具有相关技术系统和经验数据库的常年积累，从而在设计方面通常能够有章可循、有据可查，所设计的发动机通常不会过于偏离成功的目标。
2011-2012年.我国在航空发动机设计体系方面.初步建立了以13个专业方向和PDM技术为基础的设计过程技术管理系统，形成了涡喷、涡扇、涡轴、FADEC系统等几大设计体系；建立了“航空发动机数值仿真研究中心”，初步建立了航空发动机数值仿真系统，以最终实现各类航空发动机内部流动与结构强度的部件/系统及整机数值仿真，成为航空发动机设计体系的补充，实现航空发动机设计的数值试验考核评估。
（二）压缩系统在压缩系统方面，风扇/增压级/压气机方面的流场数值模拟达到国际先进水平，并在压缩系统部件气动与结构设计方面取得了不亚于欧美设计的水平。
这一水平主要体现为:初步建立了基于复合弯掠概念的转静子叶片优化设计体系，实现了以3级风扇取代原4级的试验考核；初步完成了基于变稠度概念的轴流压气机设计与试验，并将应用于多个型号的改进发展；初步建立了风扇/增压级的内外涵气动/声学联合优化设计体系，实现了明确的短舱消声效果，等等。
（三）燃烧室在燃烧室方面，开展了高温升（1200-1500K）燃烧室设计技术及实验室验证研究，涉及气量分配、头部油雾两相流场的测试与数值模拟、燃烧室壁的冷却、稳定工作边界、燃烧室结构及寿命预估等内容，得到并掌握了高温升条件下合理的气量分配比例、头部旋流杯设计与精确模拟方法、燃烧室壁的冲击/发散复合冷却技术、贫油熄火边界的数值模拟方法、合理的燃烧室结构及燃烧室寿命预估方法等。
开展了加力燃烧室高效低阻喷油/稳定器一体化研究，涉及一体化方案、高效低阻稳定器等内容。
对航空发动机燃烧室低雷诺数燃烧进行了研。
（四）涡轮涡轮方面，开展了气动结构优化设计、低雷诺数效应、流一固热藕合数值模拟、盘腔冷却模拟与试验等方面的研究工作。
开展了叶片内部冷却的旋转换热研究，揭示了各种力（哥氏力、离心力及浮升力）对旋转叶片内冷的影响机理。
（五）空气系统在空气系统和热分析方面，解决了边界条件的适定问题，把三维数值分析的湍流模翌问题转换成了一维网络法的工程模型问题，初步完成数据缩放。
同时，可以进行非稳态训算。
在空气系统数据库积累方面，开始由单纯的实验数据库向实验与计算结合的“数据续放数据库”转变，开展了数据缩放的理论研究并开始在叶片外换热及三维特性较强的部训内冷上开展应用。
发动机热分析技术是航空发动机设计中的关键技术之一，目前初步掌握了高性能发动机主要零件热分析设计技术。
在提高冷却空气品质方面，采用优化的夕}涵换热器，使得冷却空气温度大幅下降，形成了一套提高冷却空气品质的设计方。
（六）数值仿真在数值仿真技术方面，以整机多维气动热力仿真、叶轮机部件全三维气动仿真和涡轮部件气一固热藕合仿真为重点，开展了多项关键技术的研究工作，实现了整机一/二维气动热力性能稳态及过渡态仿真、带处理机匣的压气机内部流动的高保真气动仿真、多级涡轮全三维非定常气动仿真、带内部冷却的涡轮叶片气一固的热藕合仿真、考虑进气畸变条件下的风扇全环非定常数值仿真、压气机叶片气一固祸合仿真、带声衬的风扇/压气机进气道三维高精度气动声学仿真、叶盘结构振动应力数值仿真等，为进一步开展航空发动机主要部件的非定常、高保真、多学科综合仿真奠定了技术基础。
初步完成了航空发动机数值仿真平台的开发。
在该平台上，集成了我国第一代“航空发动机数值仿真系统”。
利用该系统，完成了多个整机（包括涡扇、核心机、单轴涡喷、双轴涡喷、涡轴等）和部件的仿真计算和分析.并将仿真结果与设计和试验数据进行了初步的对比分析。
（七）结构完整性及可靠性在结构完整性、可靠性方面，开展了非定常气动载荷精确模拟、叶盘非谐设计、振动响应预估方法等内容的研究，开始进行高温结构复杂应力、应变历程的精确模拟、高温结构复杂应力状态下的破坏理论、高温结构复杂热一机械载荷作用下的寿命模型、高温复合材料结构的宏细观破损理论与模型、高温复合材料结构的增强理论与模型等建模工作。
（八）控制系统在数字式电子控制方面，开展了数字式电子控制器的研制工作，在某涡喷、涡轴发动机上已取得了试飞验证，正在开展鲁棒控制先进技术在涡扇发动机控制器设计中的研究。
三、国内外军用航空推进系统的差距经过半个多世纪的发展，军用航空发动机的单位燃油消耗率和推重比不断改善，大大提高了军用飞机的任务能力。
今后在追求更高的推重比、更大的飞行M数、更好的安全J性和可靠性、更少的燃油消耗、更低的污染和噪声、更佳的生存性和维修性的同时，发动机的经济可承受性也将成为一个重要技术指标。
更高的推重比、更大的飞行M数、更好的安全性和可靠性、更少的燃油消耗、更低的污染和噪声、更佳的生存性和维修性将始终是军用航空发动机追求的目标。
对于新一代战斗机来说为提供更好的空中优势和低空攻击能力提高推重比将继续成为未来战斗机发动机的一个重要设计要求。
为了不断提高发动机推重比，改进军用发动机性能，其突出特点是采用先进材料达到更高的涡轮前温度和带复杂冷却系统的涡轮叶片等新技术，使涡轮前燃气温度有明显提高达到1850K以上（如F119和F135的涡轮进口温度达1649-1760℃）。
三维豁性叶轮机设计方法、小展弦比叶片、前掠叶片整体叶环转子、大小叶片转子、压气机稳定性主动控制等新技术应用使压缩系统的级数减少（在IHPTET 第三阶段中，2级风扇与4级压气机的组合性能相当于F-10发动机3级风扇与10 级压气机的组合性能，法国斯奈克玛公司验证的5级高压压气机的压比达到0.4）且性能和稳定性得以提高。
新型材料及整体叶盘结构设计使整体叶盘重量轻40%。
在F119和F135发动机中还采用浮壁燃烧室结构、高低压涡轮转向相反、整体式加力燃烧室设计、二元矢量喷管和第三代双裕度FADEC等经IHPTET 验证的新技术。
据普·惠公司2006年4月25日报道，当今世界最具先进型的F135 发动机项目已经达到500多小时的系统验证和研制阶段（SDD）地面试验，按照进度将在今年秋天装在F-35联合攻击战斗机（JSF）上首次飞行。
SDD的试验时数是在F-35项目概念验证阶段积累的360多小时之外的。
变循环发动机是通过改变发动机一些部件的几何形状尺寸或位置来改变其热力循环的燃气涡轮发动机。
F120是世界上第一种经飞行验证的VCE。
作为联合攻击战斗机（JSF）的备选发动机F136以F120为基础发展而来，F136继承了F120发动机的变循环特征，并采用了许多美国国防部实施的综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中的新技术，包括三维气动设计三级风扇、整体叶盘结构设计5 级高压压气机、对转涡轮的，“ICE”冷却技术和由艾利逊公司研究的用于燃烧室的层板合金发散冷却材料等。
2005年5月，罗·罗公司战斗机发动机小组（FET）的F1 36 项目在完成了常规起降（CTOL）和短距起飞/ 垂直着陆（STOVL）型发动机的所有性能、操纵性和空气动力学试验后，正向系统设计与验证（SDD）阶段迈进。
CTOL 型发动机进行的试验包括性能评估、风扇失速风险降低和达到中间额定功率（MILPOWER）试验，同时还进行了平稳启动、油门瞬态、无失速运行和低振动水平验证试验。
