一我国航空动力技术与航空发达国家的主要差距
20世纪90年代以来，美国、英国、法国和俄罗斯等航空发动机技术先进的国家已经或正在研制 F119、 YF120、F135、F136、EJ200、M88、117S 等第 4 代军用小涵道比涡扇发动机。与此同时，这些国家倾注了巨大的人力、物力、财力，实施了综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）、通用的经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）、先进的军用核心发动机（ACME）、先进的军用发动机技术（AMET）等多项发动机技术研究计划。这些基础研究计划都在型号研 制前15~20年就已经启动，并开发验证和突破了很多关键技术，为各种先进军、民用发动机的型号研制提供了坚实的技术基础。
由于种种原因，我国长期以来对航空发动机研制重视不够、投入不足，基础研究工作不够系统深入，在航空发动机部件、系统及整机设计、制造、试验、使用维护等方面与国际先进水平都存在很大差距，需要有重点、有针对性地开展一些关键技术的研究工作。

2.带级间燃烧室（ITB）的涡扇发动机技术
航空发动机的设计总是朝着高效率、高推重比和低污染方向发展。常规发动机燃烧室出口温度受涡轮导向器材料耐温极限的限制，但是随着气流通过高压涡轮作功，燃气的温度要下降 300~500 ℃ , 进入低压涡轮的燃气温度较低，相对于低压涡轮材料，气流温度还有提高的裕度，如果能供油燃烧，即采用所谓的涡轮级间燃烧室（ITB）技术，可提高低压涡轮进口温度，使发动机的循环功加大，而且此处压力较高，燃烧效率也就高，因而既提高了推力又使耗油率保持较低的水平，对降低污染物排放、减少发动机冷却气量、提高发动机安全性十分有利。因此，国外一些研究机构对高、低压涡轮间级间燃烧室（ITB）和低压涡轮整流支板和加力燃烧室稳定器一体化设计的级间燃烧室（TIB）两种方案的一些关键技术进行研究。这些技术主要包括：
（1）级间燃烧室（ITB）的整体方案和燃烧室参数的选择；
（2）燃烧组织方案研究；
（3）高压涡轮出口涡旋 气流对燃烧稳定性的影响；
（4）低压涡轮冷却系统设计；
（5）低压涡轮整流支板和加力燃烧室稳定器一体化设计。
3.高效节能的双环预混旋流燃烧低排放燃烧技术
由于航空发动机的燃油消耗量很大，其排放具有污染严重且排放局部危害大等特点，对人类和环境造成严重的危害。军用航空飞行器从增加航程和强化隐身等角度出发，对其配装的航空发动机也提出了低排放要求。双环预混旋流燃烧（TAPS） 技术是目前国际公认的最有可能满足国际最严格的排放要求 CAEP7 的 低污染燃烧技术，国内开展的相关研究表明，双环预混旋流燃烧室与单环腔（SAC）、双环腔燃烧室（DAC）对比，双环预混旋流燃烧（TAPS）技术的优势十分明显。双环预混旋流燃烧（TAPS）的关键技术主要包括：
（1）双环预混旋流燃烧室的优化设计；
（2）双环预混旋流燃烧室流量分配和燃烧组织；
（3） 双环预混旋流燃烧室污染物排放的基本过程及其控制因素。

6.近空间飞艇螺旋桨电推进系统及跨音速组合动力技术
近空间一般指距地面约20~100km的空域，处于现有飞机的最高飞行高度和卫星的最低轨道高 度之间，既不属于传统的航空范畴， 也不属于传统的航天范畴。由于空气太稀薄，一般航空发动机难以支持；对于卫星，重力加速度又太大，不能持久保持轨道运行。飞艇利用 浮力原理升空、具有长期驻空能力、大范围定点能力，可用于情报收集以及对空、对地甚至太空作战等。螺旋桨电推进系统是高空飞艇的一种比较理想的推进系统，应积极展开飞艇的矢量推进系统的布局及推力分配等相关技术的研究。组合动力是实现近空间跨音速飞行的有效技 术手段，应对火箭冲压(RBCC)、涡轮冲压（TBCC）和磁控冲压（MHD- Scramjet）等组合动力的关键技术开展研究。
三结束语
随着飞行平台对高推重比、高隐身、宽马赫动力技术需求的日趋紧迫，一些新的推进技术，如级间燃烧室、加力燃烧室火焰稳定器与涡轮后整流支板及带气膜冷却的加力内锥 一体化设计、磁流体涡轮冲压组合发 动机等可望为解决高推重比、高隐身、宽马赫动力技术需求提供新的思路和研究方向。国内应积极投入人力、物力开展一些前期基础和预先研究工作，以满足航空飞机器可持续发 展的需求。