航空发动机的推力大小与涡前温度 ， 进气流量 ， 涵道比 ， 增压比有关 。也就是说 ， 涡前温度越高推力越大 。推力与涡前温度的关系是:涡前温度每提高100℃ ， 推力就相应的增大10%—15% 。此外 ， 航空发动机的推力随着进气流量和涵道比以及增加比的增大而增大 。
军用航空发动机是不是温度越高推力越大？
航空发动机的推力大小与涡前温度 ， 进气流量 ， 涵道比 ， 增压比有关 。也就是说 ， 涡前温度越高推力越大 。推力与涡前温度的关系是:涡前温度每提高100℃ ， 推力就相应的增大10%—15% 。此外 ， 航空发动机的推力随着进气流量和涵道比以及增加比的增大而增大 。因为战斗机的体积不能太大 ， 这也是限制战斗机不能使用大涵道比发动机的原因之一 。
另外 ， 大涵道比发动机适合低速飞行 ， 较为省油；而小涵道比发动机适合高速飞行 ， 比较费油 。这也是运输机 ， 民航客机等采用大涵道比发动机 ， 而战斗机采用小涵道比发动机的原因 。受制于战斗机体积的限制 ， 其发动机的涵道比不能过大 ， 正常来说都在0.7以下 。所以世界各军事强国都用提高涡前温度 ， 以增大发动机的推力 。例如:“涡扇-10”发动机的涡前温度为1747K ， 推力为12.5吨；F119的涡前温度为1977K ， 其推力为17.7吨 。
可以看得出来 ， 第四代发动机的涡前温度比第三代发动机高了近300K ， 也就是100℃左右 ， 而推力则相应的提升了5吨左右 。由此可知 ， 航空发动机的推力与涡前温度的关系有多大 。这也是世界各军事强国纷纷投入巨大的人力 ， 物力去研发新型单晶耐高温合金以及金属间化物的原因 。目前来说 ， 我国的第三代单晶耐高温合金与世界先进水平并没有性能上的差距 。
我国的第三代单晶耐高温合金的型号是DD409 ， 而美国的则是CMSX-10 ， 日本的则是TMS-75 。只不过美国的CMSX-10已经被用于制造F119和F135发动机的核心机了 ， 而我国的DD409还不知道上没上四代大推 。除了单晶耐高温合金之外 ， 我国还研发了金属间化物IC10 ， 其工作温度在1150℃以下 ， 主要用于第四代发动机的涡轮工作叶片 。
也就是说 ， “涡扇-15”发动机的高压涡轮工作叶片极有可能选择的是IC10 ， 而导向叶片被低压涡轮叶片极有可能选择的是DD409 。其实 ， 说起单晶耐高温合金的研制 ， 日本走在了世界前列 。日本已经压制出第四代单晶耐高温合金TMS-138 ， 第五代单晶耐高温合金TMS-162 。这两种单晶耐高温合金的性能比第三代单晶耐高温合金要强的多 ， 使用温度也极高 。
要不日本的XF9-1航空发动机的涡前温度也不会突破2000K这一大关 。毕竟日本的材料技术在世界上都是领先的 ， 率先开发出单晶耐高温合金也理所当然 。其实日本的TMS-75比DD409早了近10年的时间 ， 这点还是要承认的 。所以说 ， 航空发动机极为考验一个国家的材料技术 ， 被称为“工业的皇冠”也是能理解的 。(图片来自网络) 。
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