小型弹用涡轮发动机发展综述

薛然然，李凤超，任立磊

(中国航空发动机集团有限公司 中国航空发动机研究院，北京 101304)

0 引 言

导弹自第二次世界大战后期投入实战以来，已经在多次战争中取得显赫战绩。1967年第三次中东战争中，埃及导弹艇发射了多枚Termit P-15反舰导弹，击沉一艘以色列驱逐舰，首创反舰导弹击沉敌方舰艇的历史，改写了“大舰必胜小舰”的海战规则。1982年马岛海战中，阿根廷攻击机发射的一枚Exocet AM39反舰导弹直接命中英国主力导弹驱逐舰，该超低空掠海突防模式沿用至今。1991年海湾战争中，从水面舰艇和水下潜艇上共计发射了近300枚Tomahawk BGM-109巡航导弹，摧毁了伊拉克军队的指挥控制中心、防空武器阵地等重要目标，这也是Tomahawk BGM-109巡航导弹首次被大规模使用。2015年叙利亚反恐战争中，俄罗斯海军轻型护卫舰从1 500 km外的里海海域发射了20余枚Kalibr 3M14对陆攻击导弹，极大地打击和震慑了伊斯兰国(IS)极端组织。

发动机是导弹的核心部件，主要包括固体火箭、液体火箭、冲压、涡轮喷气和涡轮风扇等类型。早在20世纪40年代，涡轮喷气发动机就被用作战略导弹的巡航动力装置，但其大多由飞机发动机改造而成，成本高、尺寸大、维护难，与火箭发动机竞争缺乏优势，因此并未得到广泛使用。直到20世纪70年代初，以J402、F107和TRI 60等为代表的低成本、小尺寸、短寿命燃气涡轮发动机的研制成功，才在很大程度上促进了先进巡航、反舰和空地导弹的快速发展[1-2]。

弹用涡轮发动机的推力范围为10～700 daN，其中100 daN以下的属于微型涡轮发动机[3]。本文重点关注100～700 daN的小型涡轮发动机，梳理了20世纪70年代以来弹用涡轮发动机的研发进展，汇总了国内外典型型号及其主要技术参数，介绍了它们的性能与结构特点，分析了螺桨风扇和混合式脉冲爆震等新型涡轮发动机的潜在优势，以期为今后研究小型弹用涡轮喷气、涡轮风扇和新概念涡轮发动机提供参考。

1 发展现状

与固体火箭发动机和冲压发动机相比，涡轮发动机的比冲相对较大，特别适用于各种高亚音速、中远程导弹。采用不同类型动力的舰载巡航和反舰导弹的射程与质量如图1所示。

图1 舰载巡航和反舰导弹的射程与质量Fig.1 Range and mass of shipborne cruise and anti-ship missiles

从图1可以看出：以涡轮喷气和涡轮风扇作为主发动机的导弹具有明显优势，例如，法国Exocet MM38反舰导弹采用固体火箭发动机，射程约42 km；改进型MM40 Block 2增加了固体火箭发动机的直径和长度，射程提高到75 km；而MM40 Block 3将主发动机换成TRI 40涡轮喷气发动机后，在同等尺寸下，射程跃升至180 km。

导弹在现代战争中发挥着重要作用，各军事强国都积极研发先进导弹武器。美国、法国、俄罗斯、乌克兰、以色列、土耳其、日本、韩国、印度和伊朗等国十分重视小型弹用涡轮发动机的研制，相继推出了多种型号并投入使用，代表产品如图2所示，主要技术参数如表1所示。

图2 小型弹用涡轮发动机代表产品Fig.2 Representative small turbine engines for missiles

1.1 美 国

20世纪60年代末，Williams 公司开始研制WR19系列双转子涡轮风扇发动机。在此基础上，发展出了用于ALCM AGM-86A战略巡航导弹的F107-WR-100，该发动机的推力为267 daN，推重比为4.6，耗油率为0.61 kg/(daN·h)，增压比为13.7，涡轮前温度为1 281 K，涵道比为1.0，直径为307 mm，长度为800 mm，采用二级轴流风扇、二级轴流低压压气机、一级离心高压压气机、折流环形燃烧室、一级轴流高压涡轮、二级轴流低压涡轮和混合排气收敛尾喷管[4]。改进型F107-WR-101的质量略有增加，推重比降至4.3，应用于AGM-86B，其结构如图3所示[5]。F107-WR-103借助先进的叶片设计技术改善了压气机和涡轮的气动性能，采用新型陶瓷材料提高了燃烧室出口温度，推力增至444 daN，应用于AGM-86C/D[6]。

表1 小型弹用涡轮发动机主要技术参数Table 1 Main technical parameters of small turbine engines for missiles

图3 F107-WR-101发动机结构Fig.3 Structural schematic diagram of F107-WR-101

20世纪70年代中期，Williams公司又推出了海军型F107-WR-400发动机，应用于Tomahawk BGM-109 Block 1和Block 2巡航导弹；Block 3导弹的发动机升级为F107-WR-402，其推力增大了近20%，耗油率降低了约3%。

20世纪80年代中期，Williams公司开始研制WJ38系列涡轮风扇发动机，采用一级风扇、五级轴流压气机、一级轴流高压涡轮和一级轴流低压涡轮[7]。最初型号WJ38-10，军方编号F122-WR-100，推力为445 daN，计划用于TSSAM AGM-137防区外攻击导弹。随后，该公司又分别发展了大推力型号WJ38-15和小推力型号WJ38-7。WJ38-15的推力可达667 daN，用于KEPD 350远程空地导弹；WJ38-7军方编号F415-WR-400，推力为311 daN，用于BGM-109 Block 4远程巡航导弹。

20世纪70年代初，另一军工企业Teledyne CAE公司为美国海军研制了用于Harpoon RGM-84反舰导弹的低成本涡轮喷气发动机J402-CA-400。该型发动机采用单轴结构，包括一级轴流与一级离心组合压气机、折流环形燃烧室和一 级轴流涡轮等部件。推力为294 daN，推重比为6.5，耗油率为1.22 kg/(daN·h)，增压比为5.6，涡轮前温度为1 310 K，空气流量为4.35 kg/s。改进型J402-CA-100曾参与竞争BGM-109 Block 4巡航导弹的发动机，但终因耗油率等指标不满足要求而落选，后来它被用于JASSM AGM-158A空地导弹。

1.2 法 国

Arbizon 3系列是法国Turbomeca公司于20世纪70年代初研制的单转子涡轮喷气发动机，应用于Otomat系列反舰导弹。其中，Arbizon 3D于1990年开始试验，1995年批量生产，其推力为416 daN，耗油率为1.10 kg/(daN·h)，增压比为5.85，直径为432 mm，长度为1 377 mm；采用一级轴流与一级离心组合压气机、甩油盘供油的折流环形燃烧室和一级轴流涡轮。Arbizon 4是缩小尺寸的型号，于1974年开始研制，推力为359 daN，增压比为5.6，质量为60 kg，设计寿命30 h，应用于我国台湾省雄风2系列反舰导弹，其结构如图4所示[8]。

图4 Arbizon 4发动机结构Fig.4 Structural schematic diagram of Arbizon 4

TRI 60系列是Microturbo公司推出的小型涡轮喷气发动机。首台验证机于1974年进行试验，推力达到了300 daN。TRI 60-1是初期型号，推力为350 daN，采用三级轴流压气机、直流环形无烟燃烧室和一级轴流涡轮。TRI 60-2的推力提高至370 daN，耗油率为1.28 kg/(daN·h)，增压比为3.8，空气流量为6.18 kg/s。TRI 60-5改进了压气机的设计，增大了进气量，推力达到420 daN。TRI 60-30通过增加零级压气机，使其推力由TRI 60-3的400 daN增至570 daN。

20世纪90年代，Microturbo公司又研制了350 daN推力级的TRI 40涡轮喷气发动机，采用四级轴流压气机、直流环形燃烧室和一级轴流涡轮，通过先进的计算流体力学方法改进压气机设计，提高了增压比和效率。与TRI 60-2 相比，耗油率降低了6%，单位迎风面积推力提高了35%[9]，应用于NSM和Exocet MM40 Block 3等导弹。

1.3 俄罗斯/乌克兰

苏联时期的Soyuz发动机设计局于20世纪70年代末研发了用于Kh-55战略巡航导弹的“产品95”，即R95-300涡轮风扇发动机。该型发动机采用单轴结构，主要包括二级风扇、六级轴流压气机、直流环形燃烧室和二级轴流涡轮，推力为294 daN。20世纪80年代中期，研制了R95TP-300，用于Kh-59M空地导弹。20世纪90年代初，改进型R95TM-300用于Kh-35反舰导弹，推力为343 daN，耗油率为0.82 kg/(daN·h)，涵道比为0.86，直径为315 mm，长度为850 mm，其结构如图5所示[10]。

图5 R95TM-300发动机结构Fig.5 Internal structure of R95TM-300

MS400是乌克兰Motor Sich公司在“产品95”的基础上改进并发展的推力增大型产品。其结构基本保持不变，主要依靠增大供油量将涡轮前温度提高至1 363 K，使推力提升到392 daN。其耗油率为0.87 kg/(daN·h)，质量为85 kg，直径为315 mm，长度为850 mm[11]。

20世纪70年代末，俄罗斯另一发动机设计局OMSK开始研制“产品36”，即TRDD-50双转子涡轮风扇发动机。采用一级风扇、轴流与斜流组合压气机、折流环形燃烧室、一级高压轴流涡轮、一级低压轴流涡轮和分别排气收敛尾喷管，其结构如图6所示[12]。该型发动机曾用于Kh-55的飞行试验，但最终败给“产品95”而没能成为其批产型的发动机。由于“产品95”一直由Motor Sich公司负责生产，为了打破小型弹用发动机需要从乌克兰进口的尴尬局面，2000年左右，Saturn科研生产联合体与OMSK合作，重新启动“产品36”的生产。在TRDD-50的基础上，发展出了用于Kh-555和Kh-101的TRDD-50A，用于Kh-59MK和Kh-35Y的TRDD-50AT，以及用于3M14和3M54的TRDD-50B等多种改进型号。

图6 TRDD-50AT发动机结构Fig.6 Internal structure of TRDD-50AT

1.4 以色列

Sorek 4是以色列Bet Shemesh发动机公司(BSEL)研发的一种短寿命涡轮喷气发动机，该型发动机于1983年首次在巴黎航展上展出，主要由轴流与离心组合压气机、折流环形燃烧室和一级轴流涡轮组成。其推力为360 daN，增压比为5.8，空气流量为5.5 kg/s，转速为43 krpm，直径为330 mm，长度为1 014 mm，工作寿命为13 h。曾计划作为Gabriel 4反舰导弹的主发动机。

1.5 土耳其

Kale-3500是土耳其Kale公司于2012年开始研制的一次性单转子涡轮喷气发动机。该型发动机的推力为350 daN，推重比为7.4，耗油率为1.20 kg/(daN·h)，直径为300 mm，长度为900 mm，使用JP8或JP10燃料，由电动机起动。计划取代TRI 40发动机，用于SOM空射巡航导弹。

1.6 日 本

TJM系列是20世纪70年代后期日本Mitsubishi公司为巡航导弹和无人驾驶飞行器研制的小型涡轮喷气发动机。TJM2是基本型，其推力为149 daN，采用一级离心压气机、环形燃烧室和一级轴流涡轮，已用于SSM-1(88式)岸舰导弹、SSM-1B(90式)舰舰导弹和ASM-2(93式)空舰导弹等。TJM4是推力增大型，其推力为284 daN，增压比为6.7，采用二级离心压气机和二级轴流涡轮，计划用于一种先进的隐身巡航导弹[13]。

1.7 韩 国

SS-760K涡轮喷气发动机是第一种在韩国成功生产的喷气发动机，由Samsung Techwin公司与国防发展局联合研制[14]。压气机为四级轴流，涡轮为一级轴流。推力为467 daN，耗油率为1.27 kg/(daN·h)，质量为80 kg，直径为328 mm，长度为1 386 mm，最大飞行高度为10.7 km，最大飞行马赫数为0.9，应用于SSM-700K反舰导弹。

1.8 印 度

PTAE-7是印度Hindustan航空有限公司(HAL)于1980年研制的涡轮喷气发动机，于2001年开始小批量生产。采用四级轴流压气机、直流环形燃烧室和一级轴流涡轮。其推力为373 daN，耗油率为1.20 kg/(daN·h)，增压比为4.65，空气流量为6.65 kg/s，直径为330 mm，长度为1 270 mm。目前应用于靶机，潜在的用途包括反舰导弹和巡航导弹。

1.9 伊 朗

Toloue-4是伊朗航空工业联合体(IAIO)于20世纪末研发的单转子涡轮喷气发动机，是TRI 60-2的仿制品，其结构如图7所示[15]。该型发动机的推力为363 daN，增压比为3.75，转速为29.5 krpm，直径为330 mm，长度为1 330 mm，已应用于Qadir反舰导弹。

图7 Toloue-4发动机结构Fig.7 Internal structure of Toloue-4

1.10 中 国

中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院、中国航天科工集团第三研究院、中国科学院工程热物理研究所和中国人民解放军总参谋部第六十研究所等机构均具备研发小型涡轮发动机的能力。2010年第八届珠海航展上，中国航天科工集团第三研究院展示了CTJ-1和CTJ-2两种国产反舰导弹用涡轮喷气发动机的相关信息。宣传资料显示，CTJ-1发动机的推力级别为110 daN，主要由一级离心压气机、折流环形燃烧室和一级轴流涡轮组成，具有体积小、重量轻、结构紧凑、可靠性高等特点，已用于C705反舰导弹；CTJ-2发动机的推力级别为400 daN，采用三级轴流压气机、直流环形燃烧室和一级轴流涡轮，结构简单、推重比大、抗进气畸变能力强，已在C802系列反舰导弹上成功应用。

2 性能与结构特点

小型弹用涡轮喷气和涡轮风扇发动机在性能和结构上具有以下七个显著特点。

(1) 成本低。导弹是消耗性产品，使用量、储存量大，成本通常是其研制过程中优先考虑的因素，有时甚至需要牺牲一定的性能来满足成本要求。涡轮发动机降低成本的途径主要包括：基于成熟技术，采用改型设计，降低研制风险；采用整体式无余量精密铸造，减少零件数目，缩短装配工时；使用钣金件，提高材料利用率，减少机械加工量；简化附件系统，方便使用和维护，提高系统可靠性[16]。例如，J402-CA-400发动机是由早期型号J69-T-406缩小尺寸设计而来，采用整体精铸工艺后，转子的零件数目由149个降低至16个，减少了89%；大量使用铸件和钣金件，材料利用率高达60%；前支点滚珠轴承为盛油器滴定润滑，后支点滚棒轴承为润滑脂填充润滑，取代了原复杂的循环润滑系统[17]。上述有效措施将该发动机的成本降低至仅6万美元左右(1993年的价格)。

(2) 寿命短。弹用涡轮发动机属于一次性使用的产品，工作时间最长也仅有数小时，因此对使用寿命的要求较低。通常，射程在500 km以内的导弹，其发动机的寿命为5～10 h；射程在1 000 km以上的导弹，其发动机的寿命为10～50 h[18]。在比选性能指标、优化系统结构时，要充分考虑这一特点。例如，MS400发动机通过进一步提高燃烧室出口温度，将使用寿命由原来的20 h降低至10 h，在有限的工作时间内实现了性能的提升；TRI 60-2发动机采用闭式循环润滑系统，若导弹的飞行时间不超过15 min，则可不必额外配置滑油箱，仅使用进气机匣下部的腔体储油即可。

(3) 尺寸小。发动机的尺寸受到严格限制，以满足不同发射平台的安装和使用要求。其长度通常为1 000 mm左右，直径多在400 mm以内。发动机的尺寸与压气机的结构形式密切相关。弹用涡轮发动机的压气机主要有离心、轴流与离心/斜流组合、多级轴流三种形式。离心压气机的直径相对较大，多级轴流压气机的直径较小，而组合压气机的直径大致介于二者之间。BGM-109 Block 3和Block 4分别使用F107-WR-402和F415-WR-400作为巡航发动机，二者推力相当，但改用多级轴流压气机后，F415-WR-400的直径缩小了21%，如图8所示。

图8 发动机直径与推力的关系Fig.8 Relationship between diameter and thrust

(4) 转速高。由于叶轮直径较小，为了实现风扇、压气机和涡轮等转动部件更优的能量转换和利用效果，发动机通常采用较高的工作转速。单转子涡轮发动机转速与推力的关系如图9所示，可以看出：随着推力的增大，转速呈逐渐减小的趋势变化，且均高于20 krpm。例如，单转子发动机WJ24-8的转速为60.9 krpm，J402-CA-400的转速为41.2 krpm，MS400的转速为39.2 krpm，TRI60-30的转速为29.5 krpm；双转子发动机F107-WR-100的低压转子转速为35.5 krpm，反向旋转的高压转子转速为64.0 krpm[19]。

图9 单转子涡轮发动机转速与推力的关系Fig.9 Relationship between rotational speed and thrust of single-spool turbine engine

(5) 增压比低。提高增压比，可以改善发动机性能，但通常会以增加压缩系统结构的复杂程度为代价，因此弹用涡轮发动机一般不追求过高的总增压比。对于弹用涡轮喷气发动机，其增压比范围通常为3～7；单级离心压气机的增压比范围通常为4～6；一级轴流和一级离心构成的组合压气机的增压比大多在6左右；轴流压气机单级平均增压比可达1.6，总增压比与压气机级数有关，如图10所示。例如，采用三级轴流压气机的TRI 60-5的增压比为4.2，采用四级轴流压气机的TRI 60-30的增压比为6.3。而对于涡轮风扇发动机，由于风扇和压气机的级数相对较多，增压比明显高于涡轮喷气发动机，例如F107-WR-100和MS400等发动机的增压比都在10以上。

图10 涡轮喷气发动机的增压比Fig.10 Total pressure ratio of turbojet engines

(6) 容积热强度大。弹用涡轮发动机的燃烧室空间有限，单位容积内放热速度快，供燃油与空气掺混、反应的时间短，流动和燃烧组织难度大。发动机燃烧室从结构上主要分为折流、回流和直流三类。折流环形燃烧室，采用甩油盘供油，充分利用空间，轴向尺寸较小，适用于采用离心或组合压气机的涡轮发动机，例如J402、F107和TRDD-50系列。回流环形燃烧室，油气混合充分均匀，与单级离心压气机搭配使用可以显著缩短轴系长度，例如Model 150、Model 120均使用这类燃烧室[20-21]。直流环形燃烧室，多采用离心喷嘴供油，迎风面积小，流动损失低，适合于采用多级轴流压气机的涡轮发动机，例如TRI 60和R95-300系列。

(7) 起动和点火方式多样。为了在不同空域范围内实现可靠的点火起动，发动机通常具有不同的起动方式和点火方式。起动方式主要包括电动机起动、风车起动和火药起动；点火方式主要包括电火花点火和烟火点火。F107系列发动机的火药起动器即为点火器，固体火药燃烧产生的燃气冲击高压涡轮以带动高压转子加速，产生的火焰进入燃烧室引燃油气，从而同时完成起动和点火[22]。J402-CA-400依靠火药燃气发生器产生的燃气冲击离心压气机叶轮，将转子加速到36%～40%最大转速后，由烟火点火器点火。TRI 60-2采用风车方式起动，当马赫数小于0.5时可以采用电火花点火，当马赫数大于0.5时必须采用烟火点火。

3 新型涡轮发动机

未来弹用涡轮发动机仍要追求更低成本、更少油耗和更优结构。目前的涡轮喷气和涡轮风扇推进技术经过几十年的发展已日趋完善，在系统结构和材料耐温能力的制约下，欲大幅提升性能十分困难。以螺桨风扇发动机、脉冲爆震涡轮发动机为代表的新型动力装置，凭借各自的优势和潜力，得到越来越多的关注。

3.1 螺桨风扇发动机

螺桨风扇发动机是涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机的高效结合，既改善了前者高速飞行时推进性能显著恶化的问题，又进一步降低了后者的耗油率[23]，是高亚音、远程巡航导弹的理想动力。

20世纪80年代末，美国国防部实施了海军与空军常规巡航导弹联合计划。选择涡轮风扇和螺桨风扇等发动机进行推进系统方案论证，但只有螺桨风扇发动机能够满足射程在3 200 km以上的任务要求[24]。20世纪90年代初，安装有螺桨风扇发动机的BGM-109缩比模型在NASA Ames研究中心的跨音速风洞中进行了试验，结果显示，发动机采用的两组6叶片对转桨叶能够提供80%～90%的推力；发动机在攻角-4°～16°、马赫数0.55～0.80的条件下均能保持良好的工作效率，并在攻角为0、马赫数为0.70时性能最佳。

俄罗斯也开展了弹用螺桨风扇发动机的研制工作。Soyuz设计局曾为Kh-101远程空射巡航导弹设计了R128-300螺桨风扇发动机，其两组3叶片的桨叶十分醒目，如图11所示[10]。该发动机安装在弹体尾部，最大功率为970 kW，耗油率为0.284 kg/(kW·h)，质量为200 kg[25]。试验型Kh-101曾安装了R128-300发动机进行试飞，但终因成本和技术等问题，生产型Kh-101改用TRDD-50A涡轮风扇发动机。

图11 R128-300螺桨风扇发动机Fig.11 R128-300 propfan engine

目前，弹用螺桨风扇发动机还处于试验阶段，尚未正式投入使用，其原因主要包括：发动机系统结构较为复杂，研制成本偏高；可折叠对转桨叶、多级自由涡轮和双输出轴减速齿轮装置的使用，导致发动机重量增加；噪声大、雷达信号特征强等问题未得到很好地解决。

3.2 脉冲爆震涡轮发动机

燃烧有两种方式——缓燃和爆震。缓燃是亚音速燃烧，近似为定压过程，当前的涡轮发动机均采用这种燃烧方式；而爆震是超音速燃烧，接近于定容过程，脉冲爆震发动机就是利用周期性爆震燃烧形成的高温高压燃气来产生推力的。脉冲爆震、涡轮喷气、冲压和火箭发动机的比冲与马赫数的关系如图12所示[26]，可以看出：脉冲爆震发动机的比冲最优。

图12 发动机比冲与马赫数的关系Fig.12 Relationship between specific impulse and Mach number

若采用脉冲爆震燃烧室替代传统定压主燃烧室，就构成了混合式脉冲爆震涡轮发动机，其示意图如图13所示。混合式脉冲爆震涡轮发动机既沿袭了脉冲爆震发动机循环效率高、结构简单的优势，又继承了涡轮发动机能够零速起动、功率提取便捷等特点，是未来高推重比涡轮发动机的一个重要发展方向。

图13 脉冲爆震涡轮风扇发动机示意图Fig.13 Schematic diagram of pulse detonation turbofan engine

基于考虑排气和扫气阶段流动特征的精细循环分析模型，对某400 daN推力级双转子混合排气脉冲爆震涡轮风扇发动机的性能进行预测(飞行高度为0，马赫数为0)，结果如表2所示，可以看出：在循环总温和总增压比相同的条件下，与传统涡轮风扇发动机相比，脉冲爆震涡轮风扇发动机的单位推力增大了13.1%，单位耗油率减小了18.7%；并且爆震燃烧具有自增压特性，使压气机的增压比由9.10降低至5.63，从而可适当减少压气机级数，减轻发动机重量，进一步提高推重比。

表2 传统涡轮风扇发动机和脉冲爆震涡轮风扇发动机的性能对比Table 2 Comparison of performance between conventional turbofan engine and pulse detonation turbofan engine

自2000年以来，美国空军研究实验室、GE Global研究中心、NASA Glenn研究中心、Cincinnati大学、日本东京科学大学、西北工业大学等研究机构均开展了脉冲爆震涡轮发动机的试验和仿真工作[27-32]，初步验证了该混合系统持续运行的可行性，如何进一步提高推进性能是今后研究的重点。脉冲爆震涡轮发动机亟需突破的关键技术主要包括：高通流系统总体方案设计、高精度性能计算建模、高频可靠点火与短距起爆、高效叶轮机与多管爆震室协调匹配等。

4 结束语

(1) 美国、法国和俄罗斯等军事强国均积极研发小型弹用涡轮喷气和涡轮风扇发动机，相继推出J402、F107、TRI 60和R95-300等系列产品，极大地促进了巡航、反舰和空地导弹的快速发展。导弹武器在现代高科技局部战争中发挥着不可替代的作用，先进弹用涡轮发动机技术仍将是研究的热点。

(2) 小型弹用涡轮发动机成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样。如何在最低限度满足性能要求的前提下，进一步降低成本、减少油耗、简化结构仍将是今后重要的发展方向。

(3) 传统涡轮发动机技术日臻完善，性能提升越来越困难。螺桨风扇、脉冲爆震等新型涡轮发动机在循环效率、燃油消耗或系统结构等方面具有潜在优势，若能够突破现存的技术瓶颈，则有望取代涡轮喷气和涡轮风扇发动机，成为未来导弹的巡航动力。

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