中国全部国产航空发动机的型号及参数

中国全部国产航空发动机的型号及参数 涡喷-5 涡喷-5 涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。 涡喷-5是一种离心式,单转子,带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。 涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。 涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛(2650公斤)，加力状态推力37千牛(3800公斤)涡-5系列主要有以下改型: 喷 涡喷-5甲:沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。 涡喷-5乙:西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。 涡喷-5丙:西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。 涡喷-5丁:西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。 涡喷-6 涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制PA-9B喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器(北航高歌发明)成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了PA-9B所固有的振荡燃烧现象。涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。 最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能: 直径:0.6686 米、长度:2.91 米、净重:708.1公斤 空气流量:43.3 公斤/秒 转速:11150 转/分 增压比:7.14 涡轮前温度:870摄氏度 耗油率:1.63公斤/公斤/小时 推力:3187公斤 推重比:4.59 ,,-,为我国首型超音速航空发动机。其压气机由离心式发展至轴流式，技术上是一次重大进步。1984年沈航首次将我国独创的沙丘驻涡稳定性理论(北航高歌发明)成功应用于,,-6甲改进型，彻底解决了,?-9,所固有的振荡燃烧现象。 涡喷-7 涡喷-7系列发动机是沈阳发动机厂在苏制Р11Ф-300发动机基础上仿制和发展而成的一款轴流式双转 子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。涡喷-7发动机于1967年6月定型，产量3378台，主要用于歼-7系列 和歼-8系列战机。 用 途 军用涡喷发动机 类 型 涡轮喷气发动机 厂 商 贵州黎阳航空发动机公司 / 沈阳黎明发动机制造公司 生产现状:生产 装机对象 涡喷7 歼-7 涡喷7甲 歼-8白天型 涡喷7乙 歼-7? 涡喷7乙B和涡喷7乙?、歼-7?H、歼-7L和歼-7出口型 结构与性能: ,,-,甲为轴流式、双转子、带加力涡喷发动机 加力推力 6000 公斤 不加力推力 4400 公斤 不加力耗油率 2.0 公斤 / 公斤 / 小时 加力耗油率 1.01 公斤 / 公斤 / 小时 高压转速 11150 转 / 分 低压转速 11440 转 / 分 推重比 5.2 增压比 8.85 涡轮前温度 1015摄氏度 空气流量 64.5公斤 / 秒 直径 0.906米 长度 5.16 米 净重 1160公斤 ,,-,乙(乙,)推力较,,-7提高,,、耗油降,,、乙,型翻修时间提高至250小时。 涡喷7系列主要有以下改型: 涡喷7:原型，已停产。 涡喷7甲:用于歼-8飞机的改型，采用气冷涡轮，使涡轮进 口温度提高 100?。此外，还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室技术。 涡喷7乙:在涡喷7甲基础上的改进型，用于歼-7飞机。在研制中，排除了原压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问。现已停产。 涡喷7乙B:在涡喷7乙基础上的延寿改型，有供出口的涡喷7B(M)和7B(BM) 批次。 涡喷7乙?:在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型，有供出口的涡喷7乙?K和7B?批次。 技术看点: 为我国首台两倍音速飞机用发动机，结构由单转子发展至双转子、并采用了国 际上先进的气膜冷却、空芯气冷叶片(,,-,甲)、加力燃烧室分区分压供油等项新技术，为今后发展更先进的军用航空发动机打下了坚实的基础。 涡喷-8 涡喷-8型发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的Р?-3M发动机图纸和资料生产的大推力燃气涡轮喷气发动机。涡喷-8于1967年6月定型，1997年停产，共生产1020台，适装机型为轰-6型轰炸机。 涡喷 -8 ( WP-8 ): 用 途 军用涡喷发动机 类 型 涡轮喷气发动机 厂 商 西安航空发动机公司 生产现状 生产 装机对象 H-6和H-6J 涡喷-8是我国为轰-6轰炸机研制生产的一种大推力喷气式发动机，也是按前苏联所提供的P?-3M发动机技术资料于1958年开始研制的，是当时我国研制生产的推力最大的一型发动机，也是 50 年代末世界上比较先进的一种喷气式发动机。这种大型发动机的研制生产体现了一个国家的综合国力和工业基础水平。 结构与性能: 涡喷8发动机的最大推力为93千牛，重量为3100千克，直径1.4米，推重比2.94、重量3100KC、翻修时间300小时(目前提高至1000小时，最大推力也提高到98KN)。 该型发动机耗油量极大，在空军中被戏称为“油老虎 ” 。 技术看点: 因我国轰炸机无后续发展型，导致,-,数十年间长期服役，改进不断。,,-,最俱看点的是其延寿和可靠性改进，翻修时间由最初300小 时至70年代的600小时，再到80年代未的1000小时，叹为观止。 涡喷-11 涡喷-11是小型单轴不带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，由北京航空航天大学研制。1980年12月定型，共生产5台，主要装备无侦-5无人机使用。 产地:中国。 制造商:北航。 生产时间:1978年。 使用年代:1978年至今。 用途:高空无人驾驶照相侦察机、无侦5飞机。 构造特点:涡喷-11发动机是一种小型、单轴、不带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。压气机由一级跨音轴流式压气机与在它后面的一级单面离心压气机组成。燃烧室为轴内供油式环形燃烧室，使用靠离心力甩油的甩油盘供油。涡轮为单级轴流式。尾喷管为简单收敛式的不可调节的尾喷管。在压气机轴流级与离心级之间的附件传动机匣上部安装有起动-发电机、带燃油调节器的齿轮式燃油泵以及测速发电机。在附件传动机匣下部安装有三级内啮合式共轭曲线转子滑油泵。 展品来源:自产 其他型号:WP-11 最大推力:850千克 发动机耗油率:1.100千克/(千克•时) 发动机最大转速:22000转/分 推重比:4.320 增压比:5.470 涡轮前温度:927摄氏度 空气流量:13.500千克/秒 直径:0.567米 长度:1.983米 净重:197千克 涡喷-13 13系列发动机是轴流式双转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机，1988年2月定型，1990年获国家科技进步一等奖，属二代发动机。由贵州航空发动机研究所(总设计单位)和42O厂设计所设计，贵州黎阳航空发动机公司和420厂联合研制和生产。适装机型为歼-7E/D和歼-8系列。 涡喷 -13 ( WP-13 ): 用 途 军用涡喷发动机 类 型 涡轮喷气发动机 国 家 中国 厂 商 沈阳黎明发动机制造公司 / 贵州黎阳航空发动机公司 生产现状 生产 装机对象 WP13 J-7 ?飞机 WP13A? J-8?、J-8? (02) WP13F J-7E WP13FI J-7?A/J-7D 涡喷13是在涡喷7发动机的基础上研制性能上(特别是稳定性、可靠性)进一步提高的发动机，是一种新颖的改进型发动机，与涡喷7相比，涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。它是由8级轴流式压气机、环管燃烧室、双级涡轮、加力燃烧室等组成，它采用了气冷式 I 级带冠叶片、压气级增设了防喘振装置，大大提高了发动机的动力和可靠性。该机第一次翻修技术寿命为300小时。结构上主要是对压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，发动机的推力也提高到了43.1千牛，加力推力则达到了64.7千牛，分别比涡喷7提高了50%和15%。后经过改进的涡喷13AII发动机作为歼-8?的动力装置。涡喷13系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。 涡喷-13 系列: 涡喷 - 13A?:是在涡喷-13设计研制的同时，黎阳机械公司和011基地第二设计所为满足歼-8飞机的改型设计要求与涡喷-13并行研制的。改装设计了在涡喷-7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。进一步扩大了钛合金的应用范围。1986年12月通过了国家鉴定试车，1988年3月批准设计定型。 涡喷 -13F:该发动机最初是为满足J-7II飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的。1988年正式被选定为歼-7E飞机的动力装置。涡喷-13F是在涡喷-13A?主要部件改进的基础上，对热端部件涡 轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如2级涡轮叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。1992年4月通过了国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。首翻期300h，总寿命900h 。 结构与性能: 压气机:8 级轴流式，超跨音速设计，低压3级、高压5级转子为盘鼓轴式结构。压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo 锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。WP13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式工艺。 燃烧室环管形，10 个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。低压电容放电X火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。WP13的安装边为GH3030 尾喷管:简单收敛式，喷口可调 控制系统:电气-机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序和喷口面积。WP13AII 在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。 涡轮轴流式:高、低压各1级。第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构(WP13X 第1级转子叶片为GH220 实心锻造叶片)。WP13F 、WP13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。第 1、2 级导向器叶片材料为 K403。第1级转子叶片材料为 K417 。第 2 级转子叶片材料随型别改变:WP13、WP13AII为 GH4049 ;WP13F 为 K417;WP13FI 为 DZ4 定向结晶耐热合金。K417 采用了无余量精铸新工艺。 加力燃烧室:WP13、WP13AII 采用环形加径向混合型稳定器;WP13F、WP13FI 为沙丘环涡式稳定器。WP13AII、WP13F、WP13FI 加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。WP13AII筒体加长550mm。稳定器和隔热屏材料为GH3128(WP13为GH3044)，筒体为GH99(WP13为GH3044 )。 最大推力43.1KN 加力推力64.7KN 推重 比5.77 耗油率1.0 涡喷-14(“昆仑”发动机) 涡喷-14(“昆仑”发动机)由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司等34个单位联合研制。涡喷-14于2002年5月定型，是国内目前最先进的中等推力级的军用涡 喷发动机，主要用于歼-8H/F/G系列战机。涡喷-14发动机在性能和寿命方面仍有发展潜力，其发展型可满足中国空军对中等偏大推力级涡喷发动机的需求。它的研制成功标志着中国航空发动机从只能测绘仿制、改进改型跨入了自行研制的新阶段，结束了长期以来不能自行研制航空发动机的历史。昆仑发动机是沈阳发动机设计研究所按照国际军标《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241-87)自行研制的第一台具有全部知识产权的中等推力级加力涡轮喷气发动机，经过259项严格考核，2002年7月通过国家设计定型，是世界上迎面单位面积推力最高的发动机。其所使用的技术、材料、工艺等完全立足国内。在世界航空发动机的发展史上，昆仑几乎可以称为涡轮喷气发动机的颠峰之作，但在现代喷气发动机普遍采用涡轮风扇技术的发展情况来看，客观地说，昆仑确实落后了，由于昆仑发动机研制 是在我们自行设计的经验不足，基础薄弱的情况下开始的，甚至缺少必要的研制条件，各种主观客观的原因，使它的研制过程经历了18年之久。但通过昆仑发动机的研制，我们真正走完了发动机研制的全过程。尤其是采用参照国际上航空发达国家军用编制的发动机通用规范，一步跨上了与先进国家标准接轨的大台阶，使我们对现代发动机的研制方法、试验手段、试验技术、调试技术等有了深刻的认识，积累了难得的工程研究经验。无疑使我国在发动机研制领域前进了一大步，也使我们有了更完善的研制条件，为下一代新型发动机的研制起到了巨大的推动作用。由于昆仑发动机带动起来的完善的研究试验环境和技术经验积累，我国的新型大推力涡轮风扇发动机的研制进行得相当顺利，相信在不久的将来就会看到装备着中国研制的新型涡扇发动机的战鹰翱翔在蓝天上。 结构与性能: “昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式 防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。 发动机长4.635米，直径882毫米，重1010千克，最大推力49千牛，加力推力69.6千牛，推重比6.4 ，加力推力耗油率 0.20 千克/牛/小时，最大推力耗油率0.098千克/牛/小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。 2002年“昆仑”?的加力推力为7800千克，现已提高到加力8010千克，最大5780千克，推重比7.22 。发展型昆仑3加力为8930千克，推重比 8.05 。 昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼7和歼8系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。 涡扇6 1964年沈阳航空发动机研究所开始，为空军新一代歼击机研制加力式涡扇发动机，编号为涡扇-6。涡扇-6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6，一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。 在发动机参数和控制的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。“文革”期间涡扇6研制进度受到一定影响，八十年代初期才达到设计指标。 据称涡扇-6性能与MK-202、M-53相当，涡扇-6G要高于以上两型发动机。后因空军飞机研制计划的改变，涡扇-6失去使用对象，于1984年停止研制，总计生产12台涡扇-6是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的，在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。 该发动机的特点是:高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。 涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有:起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。 1980年，在WS6的基础上发展了涡扇-6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的推力指标，但是使用寿命极大缩短。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。 1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS-6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。 涡扇—6性能与MK—202、M53相当， 但是可靠性极其底下。在和从埃及引进的R23涡喷发动机相 比，性能都有所不足，沈阳航空发动机研究所此后研制的涡喷发动机--昆仑，用的高压压气机正是MK202 的缩小高压机，而不采用涡扇6技术，就可以看得出涡扇6不过是表面指标高，实际上性能不足。 用 途 军用涡扇发动机 类 型 涡轮风扇发动机 厂 商 沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司 生产现状 完成飞行前规定试车后，停止研制 装机对象 涡扇6歼击机 涡扇6G歼击机 涡扇6甲运输机 技术数据:最大加力推力(daN) WS6 12220 WS6G 13830 中间推力(daN) WS6 7130 WS6G 8385 WS6甲 10169 加力耗油率[kg/(daN•h)] WS6 2.3045 WS6G 2.338 中间耗油率[kg/(daN•h)] WS6 0.6342 WS6G 0.7850 WS6甲 0.6000 推重比 WS6 5.93 WS6G 7.05 WS6甲 4.69 空气流量(kg/s) WS6 155.0 WS6G 151.2 WS6甲 274.5 涵道比 WS6 1.0 WS6G 0.633 WS6甲 1.74 总增压比 WS6 14.60 WS6G 17.50 WS6甲 19.72 涡轮进口温度(?) WS6 1077 WS6G 1207 WS6甲 1107 最大直径(mm) WS6 1370 WS6G 1370 WS6甲 1460 长度(mm) WS6 5645 WS6G 4654 WS6甲 3080 质量(kg) WS6 2100 WS6G 2000 WS6甲 2210 涡扇9 1972年，中国开始与英国接触讨论引进其“斯贝”MK511型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。1974年，双方进入了实质性的谈判阶段，出人意料的是，英方主动提出可以直接向中国提供“斯贝”MK511型的军用型“斯贝”MK202型发动机的生产许可证，这无疑是一个意外的惊喜。1975年12月13日，中、英双方签订了“斯贝”MK202型发动机的引进合同，中国可以按许可证在国内生产组装该型发动机。“斯贝”MK202引进后，由西安航空发动机厂负责试制生产，国内称其为涡扇-9发动机。由于种种原因，涡扇-9一直没有完全实现国产化。直到2003年7月17日，国产化涡扇-9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。实现全国产的涡扇-9被命名为“秦岭”。 WS9涡轮风扇发动机结构 牌 号 涡扇9 用 途 军用涡扇发动机 类 型 涡轮风扇发动机 国 家 中国 厂 商 西安航空发动机公司 生产现状 用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产 装机对象 歼击轰炸机 研制情况 涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯•罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯•罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。1980年初，中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40?冷起动试验，并对其5种零部件作了强度试验考核。1980年5月30日，中英双方在考核试验报告上签字。至此，成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。原拟接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使国产化进度拖后。目前进行的斯贝发动机部分国产化工程，除了实现发动机大修所需备件的国产化，也为进一步实现整机国产化奠定了基础。完成部分国产化工程后，将继续向整机国产化目标努力。 WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。 结构和系统 进气口位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵。 风 扇:5级轴流式，风扇增压比为2.77。转子100%转速为9115r/min。A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1,5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5 级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。第2,4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2,5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。 高压压气机:12级轴流式，增压比为7.24。转子100%转速为12640r/min。不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1,12级静子叶片均用不锈钢制成(进口导流叶片和第1,11级为S/SNV，第12 级为S/SJ2)。高压进口导流叶片可调。高压压气机转子为鼓盘式结构，第1,8级转子叶片材料为钛合金(其中第1,5级为T/AV，第6,8级为T/SZ)，第9,12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2,12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。 高压压气机 前轴用S/HBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。第1,6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造，第7,11级盘用S/SAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2,12级盘均为发夹形结构。 高压压气机设置放气机构，用以防喘。 燃烧室:环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钴高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2，整体式结构。 高压涡轮:2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形榫头与盘联接。第1级导叶材料为钴基高温合金HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。1、2级涡轮盘均由N901高温合金制成，高压涡轮轴用S/CMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。 低压涡轮:2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金，均用无余量精铸而成。第1级转子叶片材料为镍基合金N105，第2级转子叶片为镍基合金N80A。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。低压涡轮轴承采用弹性支承结构。 加 力 燃烧室:在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。 尾喷管:超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。 控制系统:以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度 以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。 燃油系统:使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系统中，采用RLB-4低压燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB-1，出口燃油压力为4140,8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT-18。加力燃油系统中，使用RQB-1加力燃油流量调节器和RT-19加力点火燃油控制器。 滑油系统:使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式;低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵;传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵;发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。 起动系统:使用DQ-23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1。0454。 点火系统:使用DHQ-13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2.5J。 附 面 层 控制系统 从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%)，通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层，进行增升(力)，并改善飞机起降时的操纵性。 空气系统 一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。 支承系统 发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1-2-1支承形式，高压转子采取1-2-0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。 技术数据 最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气) 9126 最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气) 5449,5583 中间推力(daN)(不接通附面层控制放气) 4993 最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气) 4602 最大加力耗油率[kg/(daN•h)] 2.04 最大不加力耗油率[kg/(daN•h)] 0.693 推重比 5.05 空气流量(kg/s) 89.4,96.2 涵道比 0.62 总增压比 20.0 涡轮进口温度(?) 1167 最大直径(mm) 1093 长度(mm)(喷口全开时) 5205 (喷口面积最小时) 5061 质量(kg)(不包括飞机附件) 1842 涡扇10 太行”发动机是中国第一台自行研制的具有自主知识产权的大推力加力式涡轮风扇发动机，从20世纪80年代后期开始验证机研制，2006年3月24日正式设计定型。中国一航沈阳发动机设计研究所(一航动力所)为“太行”发动机总设计师单位，一航黎明、一航西航等单位为主承制单位。“太行”发动机采用了大量的先进技术,带进气可变弯度导向叶片的三级风扇,多级静子可调的压气机,带有复合冷却技术叶片的高压涡轮,弯-扭组合气动设计的低压涡轮,平行进气、分区分压供油的加力燃烧室，全程无级可调收敛----扩散式喷口，以及高、低压转子转向相反的设计等。另外，发动机从设计上注重维修性品质，采用单元体结构设计，设置齐全的状态监控手段，提供方便的保障设施等等。这些先进技术填补了国内空白、达到了国际先进水平我国在研制“涡扇十”的同时，也参照了美国的F101和俄国的AL-31F。 与俄国的AL-31F相比我们的风扇为三级，我们的压力比为3.5，我们的直径减小到980毫米，涵道比减小到0.82。为了使低压力转子的转速提高，我们费了很多心血，重新设计了低压涡轮，设计过载提高到11。我们在发动机控制系统增加了备份装置，使得可靠性较AL-31F有很大的提高。 “涡扇十”的结构特点为:进气道为环行，三级轴流式风扇，压力比为3.5。十一级轴流式风扇压力比为12，效率为0.89。燃烧室为短环型，无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。高压涡轮为单级轴流式，高压涡轮的转子和静子叶片可以单独更换，效率为0.91。低压涡轮为两级轴流式，涡轮叶尖带冠，低压涡轮的转子叶片可以单独更换，低压涡轮的静子叶片分段更换。加力燃烧室为AL-31F的缩小型，用盘旋型混合器使内、外涵气流有效混合，整个工作范围内温度上升平稳。尾部喷管由AL-31F发动机改型而来，喷口面积由液压动作筒和作动环来进行控制。 每台“涡扇十”制造成本估计为1200万人民币，如果批量生产两百台以上，每台成本可以降到950万人民币。 性能数据: 耗油率:开加力为:2.02-2.08千克/公斤/小时 。 不开加力为:0.78-0.80千克/公斤/小时推重比:7.9 最大起飞推力:12600公斤(加力) ，7350公斤(不开加力) 空气流量:119千克/秒 涵道比:0.89 总增压比:大于32 涡轮前温度:1392摄氏度 发动机最大处直径:1201毫米 重量:1997千克 “涡扇十”可用于歼10和沈阳“歼十一”歼击机 。 在研制“涡扇十”的过程中我们经历了许多挫折和失败。最严重的一次失败是核心机模拟风扇出口状态以便在真实负荷条件下进行核心机试验，在国外是使用专用的核心机试车台，而我们不得不用庞大而复杂的高空台代替，况且此时的高空台尚未通过国家鉴定，为赶进度，一台刚制造出来试验用发动机在高空台试验中发生爆炸，损失惨重。 涡扇13 概述: WS13是在 RD33的基础上结合推比八的中推的技术而研制的小涵道比加力型涡扇。 三级轴流式宽弦实心钛合金的风扇叶片，经两极电化学处理的整体叶盘结构，风扇前有计算机控制的可变弯度导流叶片，扩大风扇稳定工作范围。8级轴流式高压压气机(前三级为可调导流叶片)单级低压涡轮采用空心气冷转子叶片，单级高压涡轮为单晶涡轮叶片和导向器叶片，环形燃烧室，有叶尖间隙控制的空气热交换器，综合数字式全权限控制系统。 齿轮箱和附件位于发动机的下方，具有性能先进的微型涡轮辅助动力装置，大部分零部件可以利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的外廓尺寸相近。 引进了改良后的 RD-33 的大部分生产工艺设备对一条 WP-13 生产线进行技术改造。 俄方负责培训技术人员和部分工人，培训完一批工人连设备一起运回，安装调试进行生产，合理安排各部件生产进度，交叉并行进行。 由中俄双方在 RD-33 的设计基础上，对局部结构设计进行改良，命名为天山-21，后请空军副司令员马晓天中将命名为“泰山”。 结构与性能: 进气量 80KG/S长4.14 米 涡轮进气口温度 1650K 最大外直径 1.02 米,交付使用质量 1135KG 涵道比 0.57 总压比 23 巡航耗油率 0.65 巡航推力 51.2KN 发动机加力推力 86.37KN 推重比 7.8 改进机型 WS13A:大涵道比非加力型涡扇，涵道比2.0，推力10KN，油耗0.62 ，总压比23，涡轮温度1800K，推重比14，大修间隔800H，寿命2400H，预计2006年开始批量生产，列装机型:中客 ARJ21、中运。 WS13泰山:用于 FC-1“枭龙”、FBC-1“飞豹”后期动力。WS13是在RD33的基础上结合推比八的中推的技术而研制的，长4.14 米，最大外直径1.02 米交付使用质量1135千克，发动机加力推力86.37千克，加力耗油率为2.02，不加力推力为 56.75KN，不加力耗油率为 0.73，巡航推力 51.2KN ，巡航耗油率0.65，进气量 80kg/s，涵道比0.57总压比23，大修间隔810H，涡轮进气口温度 1650K ，寿命 2100H ，推重比 7.8 。 涡扇15 牌号 涡扇15(WS15) 命名 "峨眉" 涡扇发动机 用途 军用涡扇发动机 类型 涡轮风扇喷气发动机 国家 中国 总设计师 江和甫 研制单位 中国燃气涡轮研究院 生产厂商 西安发动机公司/贵州黎阳航空发动机公司 WS-15-10用于J-10M(出口型) WS-15-13 J-13单发常规布局腹部DSI进气的隐身歼击机。 WS-15-CJ用于某在研的垂直降落/短距起飞的歼击机。 (CJ是垂直起降歼击机的Chuizhiqijiang Jianjiji字母第一个简写) WS-15X用于双发单座的重型隐身战斗机的领先试飞。中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过3年的拉锯之后，因为俄罗斯的经济状况很差,用于军工科研的经费很少很少,又因为在92年明斯克马丘丽莎会议雅克-141被终止后, P-79发动机没有了使用对象,又没有其他的战斗机使用此发动机,所以"联盟"航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差,在这种状况下,1995年6月，中俄签订了转让P-79发动机生产许可证的协定，1996年8月，俄罗斯的"联盟"航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)向中国方面交付了P-79发动机的全套设计图纸及技术资料 ,特别是引进了制造P-79发动机核心机的生产设备及生产制造工艺资料。遗憾的是用于雅克-141的P-79B-300发动机矢量喷管技术却没有得到,当时是作为某垂直起降歼击机的涡扇发动机进行预研,可是这种垂直起降歼击机同很多中国以前研制的飞机一样,唉! (后来,1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机,中国此时不仅购买了用于雅克-141的P-79B-300发动机矢量喷管技术,同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和P-79M的设计图纸和技术资料。R179-300发动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克141研制的R-79V-300发动机的进一步发展。) 在这种背景下,1996年初，江和甫协同刘大响院士负责组织"九五"国防重大背景(垂直起降歼击机的计划)的预研项目--某新型涡扇发动机(以P-79发动机为基础进行深度开发)关键技术预研工作,测绘仿制P-79发动机的核心机,组织完成了P-79发动机的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作。进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究;以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。 624所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为20吨的R179-300发动机设计方案和P-79M的设计图纸和技术资料后, 研制了YWH-30-27核心机,YWH-30-27核心机就是以P-79发动机核心机为基础进行深度开发的。CJ-2000是以YWH一30-27核心机为基础进一步开发的, WS-15是CJ-2000的型号研制的代号。 (CJ是垂直起降歼击机的Chuizhiqijiang Jianjiji字母第一个简写,2000是项目开始研制的时间是2000年) 1999年国庆节后, 624所参照R179-300和P-79M的发动机设计方案,推出了以YWH-30-27核心机为基础的改进设计方案, 在争夺下一代战斗机歼-13的发动机时,获得胜利,2000年初正式被选定为歼-13单发常规布局腹部DSI进气的隐身歼击机飞机的动力装置。编号为WS-15。命名 "峨眉" 涡扇发动机。上级要求"WS-15"发动机的研制要全面贯彻新的国军标GJB241-87"航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和全面贯彻发动机结构完整性大纲。同时决定将WS-15的研制分为三个阶段实施:即三大高压性能部件研制与核心机研制、验证机和原型机的研制。至此WS-15正式立项研制，这是我国首次遵循"基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制"这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作，因此可以说是具有里程碑式的意义～全面研制工作于2000年初开始。(所以中推于1997年获准开展整机验证机研制，于1999年因经费原因被迫中止。其实是为WS-15让路而下马,而不是因为WS10发动机或因经费原因) 从日前召开的中国燃气涡轮研究院(624所)工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机CJ2000于2005年4月14日首次点火成功后, 推重比为9的涡轮风扇航空发动机的核心机已于2005年7月上旬在台架运转试车时,各种性能完全达到了设计指标,转速推到地面最高转速(换算转速102。2%)-----"峨眉"航空发动机的技术验证机在2006年5月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的重大一步。2007年3月原形机首次台架运转试车成功,预计，2009年6月"峨眉"发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，2009年6月底随J-13首飞成功。为祖国60周年献汤一份厚礼。预计2013年3月发动机完成设计定型试验。 2014年7月生产型发动机定型, 装"峨眉"航空发动机的第四代单发中型战斗机(可能编号J-13)将于2013年具备初步作战能力。按照飞机任务要求，"峨眉"航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风 扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。 发动机由10个单元体组成 "峨眉"涡扇发动机结构和系统 进 气 口 环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰。 风扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比约为4。01。3级静子和转子均为三维流设计。 高压压气机 6级轴流式。增压比7。16。前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前3级静子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静子叶片为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4, 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体,用长螺栓前与第3级盘连在一起。 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。 燃 烧 室 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却。 火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴,燃油经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。高压涡轮单级轴流式。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第二代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承)。 加力燃烧室 整体式。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈"V"形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却。 加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换，尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，在俯仰方向可作?25?偏转。从+25?到-25?的行程中只需1。5秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。 控制系统推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。 技术数据: 最大加力推力(daN) 16186.5 中间推力(daN) 10522 加力耗油率(kg/daN/h) 2.02 中间耗油率(kg/daN/h) 0.665 推重比 8.86 空气流量(kg/s) 138 涵道比 0.382 总增压比 28.71 涡轮进口温度(?) 1477 最大直径(mm) 1.02 长度(mm) 5.05 质量(kg) 1862.3