航空发动机总资料[推荐]

第一篇：航空发动机总资料[推荐]

第一章概论

航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3

空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4

燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。

由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5

航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9

喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机1.0kg（daN· h)-1下降到0.55kg(daN· h)-1，噪声下降20dB,NOX下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达2000h,民用发动机整机寿命和热端部件寿命达20000h~30000h.P12

第二章典型发动机

WP5发动机（单转子）：

WP5发动机前身是苏联BK-1发动机，是米格15比斯、米格

17、歼

五、歼教五和轰五型飞机动力装置，用于吹雪车。主要结构特点：采用离心式压气机和分管型燃烧室。它由单级双面离心式压气机、9个分管燃烧室、单级反应式涡轮、喷管和传动机匣等主要部件组成；用于歼五和歼教五的WP5发动机还有加力燃烧室，采用收敛型可调喷口；用于轰五的WP5发动机没有加力燃烧室，采用收敛型固定喷口。此外，还有燃油系统、滑油系统、漏油系统、电气系统和灭火装置等。发动机最大状态推力2700daN增压比4.36，推重比3.06，涡轮前燃气温度900oC。发动机转子支承在前、中、后3个支点上。P14

CFM56发动机（波音737):{双转子大涵道比涡轮风扇发动机} CFM556-3专为波音737系列飞机设计，主要用于B737-300、B737-400、B737-500等飞机上。CFM56-3发动机的低压转子由一级风扇及3级低压压气机和4级低压涡轮组成，高压转子由9级高压压气机和一级高压涡轮组成。

CFM56-3-B1发动机主要性能参数：起飞最大推力为8900daN，巡航耗油率为0.678Kg/daN·h,涡轮前燃气温度1373oC,总增压比22.6，涵道比5.0，空气流量297.4Kg/s,推重比5.0，压气机增压比：22。P20

第四章燃气涡轮发动机基础知识

对涡轮喷气发动机，其推力不仅由气体给予内壁的反作用力与作用在外壁上的大气压力的合力之差所构成，而且还包括气体给予发动机内部各部件的反作用力。在进气道中，当飞机在飞行时由于速度冲压，空气进入进气道压力升高，作用在内壁上的气体压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，造成一个向前的轴向力。在压气机中，由于工作叶片和整流叶片都组成扩张型通道，气体减速增压，因此，在压气机上作用着很大的向前的轴向力。

在燃烧室中，由于燃烧室头部常为扩张型，气流减速，压力提高，因此，在头部造成一个向前的轴向力。而在燃烧室后段，略微收敛，流速增大压力减小，而造成一个向后的轴向力。但由于燃烧室进口面积小于出口面积，所以向前的轴向力大于向后的轴向力，两者之差就是作用在燃烧室上的轴向力。

在涡轮中由于导向叶片通道和涡轮导向叶片都是收敛型，燃气流经涡轮时，膨胀加速，压力降低，所以导向叶片和涡轮叶片都承受一个向后的轴向力。

在喷管中，由于喷管收敛，压力降低，但仍大于大气压力，故作用在喷管内壁上的燃气压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，是一个向后的轴向力。应该指出，喷管中虽然是产生向后的轴向力，抵消了一部分向前的轴向力，但是有了它才能使发动机的工作过程得以正常进行。否则压差建立不起来，发动机不可能正常工作，也就不能产生推力。

涡轮喷气发动机各部件所承受的轴向力，有的向前，有的向后向前的轴向力与向后的轴向力之差，就是涡轮喷气发动机的推力。P57

涡扇发动机：

不带加力的双转子涡轮风扇发动机，由进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。涡扇发动机具有两个气流通道，分别称为内涵道和外涵道。内涵道相当于涡喷发动机，外涵道为风扇后的环形气流通道。涡扇发动机是借增大流过内、外涵道两路空气的动能，从而使内、外两路同时产

生

推

力的。

P69

P69 主要参数:1）涵道比Y: 流量Qm—单位时间流过的气体的质量（进或出）；单位Kg/s。

Y=Qmout/Qmin Qmout内涵道质量流量

Qmin外涵道质量流量

2）EPR发动机压比: EPR发动机压比，是表征发动机推力的

低压涡轮后总压 参数之一。

EPR=———————————— 也有的发动机用外涵

压气机（或风扇）进口总压 道风扇后的总压和发

机动进口总压之比表征EPR。

分类：

涡扇发动机可按涵道比划分类别：Y<1:1时，称为低涵道比涡扇发动机；Y在2:1~3:1称为中涵道比涡扇发动机；Y>4:1称为高涵道比涡扇发动机。P71

第五章进气道

进气道的主要性能参数：

1.空气流量Qm 进气道的空气流量为每秒钟流过进气道的空气的质量流量，记为Qm，法定单位Kg/s。Qm=pCA,P—空气密度；C—进口气流速度；A—进气道进口面积。P73 2.总压恢复系数Gin 总压恢复系数定义为进气道出口总压与进口

总压之比,Gin=p*1 /p*0。由于气流流过进气道总会有各种原因引起能量损失，所以恢复系数总小于1，但恢复系数越小损失越大所以应尽量大于1。

3.畸变指数 进气道出口的压力分布是不均匀的。流场出口截面中最高总压和最低总压之差与最高总压之比叫作畸变指数。

—

p*1max—p*0min

p*1—进气道出口截面总压。畸变 D=—————————

系数是描述进气道出口气流分布

p*1max

状态的参数。畸变指数越小，说

明出口流场（参数分布）越均匀。

4.进气道的冲压比π*in进气道出口的总压与来流（0站位）静压的比值叫作进气道的冲压比，记为π*in。进气道的冲压比有3个影响因

p*素：流动损失Gin，飞行速度V，大气温度T0。当飞

π*in=——

行速度和流动损失保持不变，T0升高，π*in降低；当流

p*0

动损失和大气温度保持不变，V增大，π*in提高；当飞行速度和大气温度保持不变，Gin提高，π*in增大。P74

影响冲压比的因素：飞行Ma数和进气道总压恢复系数 GinP77

亚声速进气道：亚声速进气道是在亚声速和低超声速（Ma<1.5）飞行范围内使用的进气道。它一般为扩张型管道。亚声速进气道的内部损失的大小主要取决于进气道的形状。P80

超声速进气道：当Ma>1.5后正激波压力损失会显著增大，致使Gin数值明显下降。同时，进气道所引起的外部阻力也增大，引起发动机的推力迅速减小，即出现进气道不能保证发动机性能要求的问题。实质是大Ma数时激波太强，而引起压力损失过大。这样对于大Ma数的飞机，为降低激波强度、减小压力损失，就要用超声速进气道。超声速进气道利用激波系增压来达到以最小的压力损失完成冲压压缩过程。

P81 1】外冲压式超声速进气道

中心锥体后缩—亚声速进气道—低速 中心椎体前伸—超声速进气道—高速

P82

第六章压气机

评定压气机性能主要指标：增压比、效率、外廓尺寸和重量、工作可靠性、制造和维修费用。对航空发动机最重要的指标之一是外廓尺寸，它用单位空气流量来衡量，即通过发动机单位面积的空气流量。P89 转子：压气机转子由工作叶轮（包括工作叶片、鼓筒或鼓盘）及连接件组成，转子构成压气机的旋转部分。

压气机转子的基本结构形式：鼓式（抗弯刚性好，结构简单，但承受离心载荷能力差，适用低速转子，只能在圆周速度较低不大于180~200m/s条件下使用）、盘式（承受离心载荷能力强，但抗弯刚性差，很少单独使用）和鼓盘式（抗弯刚性好，承受大离心载荷能力，高压转子用的多，特别是双转子压气机的高压转子

广

泛

使

用）

P10

2工作叶片：工作叶片是轴流式压气机的重要零件之一。主要由：叶身和榫头两部分组成。较长的叶片在叶身中部常常带一个减振凸台，作用是为了避免发生危险的共振或颤振。目前有些发动机（RB211-535E4、V2500）用宽叶弦的风扇叶片取代有减振凸台的窄叶弦的风扇叶片。P109 静子：轴流式压气机静子中是压气机不旋转部分，由机匣和静子叶片组件组成。

压气机—整流器；涡轮—导向器。

整流器机匣是一个圆柱形或圆锥形（视气流通道形状而定）的薄壁圆筒，前后与其他机匣连接，内壁上有固定整流叶片的沟槽，发动机转子支承在机匣内（有些发动机的安壮节以及一些附件和导管固定在机匣外壁上）。P112

防冰系统：1】最常用的防冰方法是对容易结冰的零件表面进行加温。常见热源：压气机的热空气、采用电加温、或是两者的联合、有时还可以用热滑油加温。热空气多用于涡喷和涡扇发动机如WP6、WP7、WS9，电加温用在涡桨发动机上。需要加温零件：进气装置、进口导流叶片和整流罩，有时前几级整流叶片也需要加温。2】减少零件表面水的附着力，最常用的方法在零件表面涂以憎水剂如WP7发动机压气机低压转子的整流罩。P125-126 功率小于2200~2600KW的涡轴、涡桨发动机，推力小于1500daN的涡喷、涡扇发动机习惯上称为小型燃气涡轮发动机，或简称为小发动机。小发动机性能不如大发动机先进，但转速高。P127

第七章涡轮

涡轮性能参数： 1】落压比π*T 涡轮的落压比为涡轮的进口总压与出口总压之比 落压比越大，越有利。P143

2】涡轮功LT 1kg的燃气经过理想的过程，从P*3膨胀到P*4所输出的功。3】涡轮效率n*T。

影响涡轮功的因素：1】涡轮前燃气温度

2】涡轮落压比 3】涡轮效率(涡轮效率提高，损失功减少，涡轮功增大)P145 涡轮在结构上也是由转子和静子两部分组成。涡轮的静子叫导向器，位置在转子叶轮的前面。

涡轮转子的连接方式：1】不可拆卸方式 2】可拆卸方式P146-147 涡轮工作叶片可能有叶冠，叶冠可以提高刚性并建立阻尼，因而可以起到减振作用，防止发动机在工作中工作叶片出现共振和颤振（在风扇叶片和长压气机叶片上起同样作用的构造是叶身凸台）叶冠形成的环形结构，可以改善燃气在工作叶片中的流动防止叶尖处的潜流损失，因而可以提高涡轮效率。另外还有利于控制叶尖与机匣之间的间隙，降低机匣温度。涡轮工作叶片的榫头一般都是枞树形的，这种榫头具有材料利用率高、重量轻、强度高、对热应力不敏感等优点，更适合高温高负荷的工作条件，缺点：对加工精度要求高、成本高、榫槽内热应力大。为了改善榫头的应力分布，在叶身和榫头之间设一段伸根，伸根上有冷却空气的进口。由于涡轮工作温度高，所以材料选用耐高温的镍基合金，重量比较重。由于同样原因（高温）在涡轮叶片还要采取冷却措施，特别是第一级高压涡轮叶片通常是中空的，叶身内部是迷宫式的冷却空气通道，采用对流、气膜、冲击等冷却技术降低工作叶片温度。P151

第八章燃烧室

燃烧室的零件是在高温、高负荷下工作局部温度高达3000K以上，承受着由气体力、惯性力产生的静载荷和振动负荷，还受到热应力和热腐蚀的作用。燃烧室壳体和扩压器是发动机主要承力件。P161 燃烧室基本类型：1】分管燃烧室（单管式燃烧室）2】环管燃烧室（联管燃烧室）

3】环形燃烧室

燃烧室工作的特点：高速歼击机要求涡轮喷气发动机的推力大，飞行阻力小，这就必须增大空气流量和减少燃烧室的横截面积，导致燃烧室进口气流速度达到很大的数值，有的涡轮喷气发动机燃烧室进口气流速度高达200m/s以上。P167 1】燃烧室中的燃料是在高速气流中进行燃烧的，这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之一。

2】燃烧室出口燃气温度要受到涡轮叶片材料强度的限制，这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之二。

3】燃烧室的轴向尺寸还要受到发动机性能和结构的制约，如迎风阻力、结构重量，转子跨度。燃烧室空间有限，必须在有限的空间内完成完全燃烧过程，并达到性能的要求。这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之三。P168 在组织如何稳定燃烧：1】降低燃烧室中的气流速度；

2】提高火焰传播速度

； 3】分区燃烧，解决稳定火源、完全燃烧和降温及均匀温度场等问题。

1.降低燃烧室内局部地区气流速度措施：

1】扩散器，将燃烧室的进口段做成扩散型管道，使进入燃烧室的气流速度得到降低。2】旋流器，用增长扩散段或增大扩散角的办法使气流速度进一步降低，势必使燃烧室横截面积大大超过发动机的其他部件，因此采用旋流器。

2.增大火焰筒传播速度，降低燃烧室出口温度：1】气流分股2】促使燃料迅速汽化 3】组成余气系数合适的混合气 3.设火焰筒使燃烧分区P168-172

第九章加力燃烧室

加力燃烧室（扩散器、预燃装置、可调喷口）的功用：加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可以从外涵道引入新鲜空气），进一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。当使用加力时，为了保持涡轮前各部件的最大工作状态不变，就必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比容的增加。因此，凡是带有加力燃烧室的发动机都必须有面积可调节的尾喷口（管）配合工作。P190

第十章排气装置

亚声速喷管：一般把收敛型喷管叫做亚声速喷管 速度增大，压力减小

P209

超声速喷管：充分利用燃气的膨胀能力，进一步增大喷气速度避免较大的推力损失，采用收敛扩张型（拉瓦尔）喷管，使喷气速度达到超声速。P212 反推力装置：

1】内涵反推（热气流反推）：蛤壳形门式【经出口叶栅（一个飞机4个）向斜前方排除，产生反推力】、戽斗式门式。

P222 2】外涵反推（冷气流反推）：如，风扇反推

在大流量比的涡扇发动机（如PW4000,RB211,CFM-56）中，通常采用外涵道反推力装置，又叫冷气流反推装置。

优点：1】有效，因为大涵道比涡扇发动机80%以上的推力来自于风扇，即外涵道，所以将外涵气流折反，可获得足够大的反推力 2】可行，将外涵气流折反时对内涵气流的影响很小，因此对发动机工作状态的影响也小，先进民航飞机大多采用这种形式的反推装置。

P223 第十一章航空发动机的总体结构

1.CFM-56发动机的支承方案，高压转子1-0-1型，低压转子0-2-1型.2.CR700/PW4000发动机的支承方案，其中高压转子1-1-0型，低压转子0-2-1型。1号、3号支点分别是低压、高压转子的止推支点。P233-234

第十二章

航空发动机工作系统

P247

航空动力装置控制包括进气道控制、发动机控制、排气装置的控制。液压机械式发动机控制系统（控转速、油量）：

发动机控制系统：液压机械式、监控型电子式、全功能数字电子式。液压机械式及气动机械式燃油控制器仍是航空发动机上使用最多的控制器。

P251 监控型发动机电子控制器的发动机控制中，液压机械式控制器作为主控制器，负责发动机的完全控制包括起动、加速、减速控制。P257 全权限(全功能)数字电子控制（FADEC/EEC）: FADEC是发动机控制发展的最新水平，是今后的发展方向。民航发动机控制越来越多采用FADEC，如PW4000,V2500，RB211-524,GE90等。

FADEC系统是管理发动机控制的所有控制系统的总称。，在FADEC控制中，发动机电子控制器EEC或电子控制系统ECU是它的核心，所有控制计算均由计算机进行，然后通过电液伺服机构输出控制液压机械装置及各个活门、作动器等，因此它的执行机构任然是液压机械装置。

P259 滑油系统功用：润滑、冷却、清洁、防腐；

除此之外，滑油系统还为其他系统提供工作介质、封严，并且是发动机状态的载体。

在涡桨发动机中，由于滑油带走的热量较多，所以还可以作为防冰系统的热源。

P262

滑油系统组成：滑油箱、增压箱、滑油滤、安全活门、回油泵、滑油散热器、油气分离器（气：滑油蒸汽）、指示系统和磁性堵塞组成。P264

简答题：

1.航空燃气涡轮发动机主要包括哪些要素？

P5 涡轮喷气发动机WP

涡轮风扇发动机WS 涡轮螺旋桨发动机WJ

桨扇发动机涡轮轴发动机WZ 涡轮桨扇发动机JS

（垂直/短距起降动力装置）

2.航空燃气涡轮发动机主要性能参数有哪些？

P8 推力（功率 1daN=10N)

推重比（功重比）daN/kg 耗油率kg/(Hp巡航·h)

增压比

涵道比 涡轮前燃气温度

3、CFM56—3发动机主要用于那几型飞机上？

P20

简述CFM56—3发动机低压转子和高压转子的组成方式。

B737—300、B737—400、B737—500 ；

低压转子的组成方式：一级风扇及三级低压压气机和四级低

压涡轮组成。

高压转子的组成方式：九级高压压气机和一级高压涡轮组成。

4、请简述发动机推力的定义。

P55 我们把流过发动机内部和外部的气体与发动机壳体，内、外壁面及部件之间的作用力的合力，在发动机轴线方向方向的分力成为推力F

5、涡轮风扇发动机有哪几部分组成?

P68

进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。

6、涡轮风扇发动机的主要参数包括哪些？

P71 1）涵道比Y: Y=Qmout/Qmin Qmout内涵道质量流量

Qmin外涵道质量流量 2）EPR发动机压比:

EPR=低压涡轮后总压/压气机（或风扇）进口总压

7、进气道是指什么？进气道的功用是什么？

P73

进气道是指飞机进口（或发动机短舱进口）至发动机的压气机进口这段管道。进气道使气流速度下降，压力提高，功用是：

1）将一定数量的空气以较少的流动损失，顺利地引入发动机。

2）当飞行马赫数Ma大于压气机进口处气流的Ma时，通过冲压作用压缩空气，提高空气压力。

8、压气机包括哪几类型？航空燃气涡轮发动机主要采用哪

种压气机？其优点有哪些？

P89

离心式压气机（用的少，结构简单，工作可靠，稳定工作范围较宽、单级增压比高），主要用于教练机、导弹、靶机上的小型动力装置和飞机辅助动力装置中。轴流式压气机（效率高，增压比高，用的较多，单位面积空气流量大、迎风阻力小，在相同外轮廓尺寸条件下可获得更大的推力），在大、中推力发动机上普遍采用。

混合式压气机（单级增压比高，避免轴流式压气机 当叶片高度很小时损失增大的缺点）。

航空燃气涡轮发动机主要采用轴流式压气机。

9、轴流式压气机有哪两部分组成？分别简述这两部分的概念。

P102

P112

轴流式压气机有静子和转子组成。静子：轴流式压气机静子是压气机中不旋转的部分，由机匣和静子叶片组件组成。转子：压气机转子由工作叶轮（包括工作叶片，鼓筒或鼓盘）及连接件组成，转子构成压气机的旋转部分。

10、轴流式压气机喘振的原因是什么？

P115 轴流式压气机喘振本质原因：当发动机在非设计状态时，压气机前面增压级和后面增压级的流通能力不相匹配，因而造成了“前喘后涡”或“前涡后喘”的现象。

11、轴流式压气机防止喘振措施有哪些？

P116--120 1）放气机构

2）进口可转导流叶片和变弯度导流叶片 3）多级可调静子叶片 4）机匣处理

5）双转子或三转子压气机

12、涡轮的功用和特点分别是什么？

P139

涡轮的功用是使高温高压燃气膨胀做功，把燃气中的部分热能转换为机械能，输出涡轮功带动压气机和其他附件工作。

航空燃气涡轮的特点：功率大、燃气温度高、转速高、负荷大、工作条件最为恶劣。

13、涡轮部件冷却的目的是什么?

P155

1）提高涡轮前燃气温度，以提高发动机的性能。

2）控制转子叶片与机匣之间的间隙在最佳值，提高涡轮工作效率。3）使零件内温度分布均匀，以减小热应力。

4）在涡轮前燃气温度给定的条件下，降低零件工作温度到允许的范围内，以保证这些零件具有必要的机械强度或有可能采用廉价的耐热材料。5）将零件与燃气流隔开，提高零件工作表面的耐腐蚀性。

14、燃烧室的基本类型有哪些？

P172 1)分管燃烧室（单管式燃烧室）2)环管燃烧室（联管燃烧室）3)环形燃烧室

15、环形燃烧室有哪些优点？

P174

环形燃烧室的燃烧好，总压损失小，燃烧室出口流场及温度场分布均匀；燃烧室结构简单，重量轻，耐用性好；火焰筒表面积与容积之比较小，因而需要的冷却空气量比较少；燃烧室的轴向尺寸短，有利于减小转子的跨度和降低发动机的总体重量。

16、加力燃烧室的功用是什么？

P190 加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可以从外涵道引入新鲜空气），进一步提高燃气温度，达到增加推力的作用。

17、尾喷管的功用是什么？

P207

尾喷管的功用主要是使涡轮后的燃气继续膨胀，将燃气中的剩余的热焓充分转变为动能，使燃气以比飞行速度大得多的速度从喷口喷出，以产生推力。

18、请简述CFM56发动机的支承方案。P233

高压转子为1-0-1型，低压转子为0-2-1型。其中4号支点是中介轴承，1号、3号支点分别是低、高压转子的止推支点。

19、滑油系统的功用有哪些？

P262 润滑、冷却、清洁、防腐；

除此之外，滑油系统还为其他系统提供工作介质、封严，并且是发动机状态的载体。

在涡桨发动机中，由于滑油带走的热量较多，所以还可以作为防冰系统的热源。20、请简述滑油系统的组成。

P264

滑油箱、增压箱、滑油滤、安全活门、回油泵、滑油散热器、油气分离器（气：滑油蒸汽）、指示系统和磁性堵塞组成

选择题：

1.N2压缩机使用动力起飞组件驱动附件齿轮箱。2.低压涡轮驱动转子风扇（N1）。

3.油门在TOGA且发动机失效时在N1转速计上出现绿色的APR状态信息。

4.风扇进口温度传感器（T2）包含一个用来防冰的内置加热装置。油门杆位置信息如何穿送给 FADEC，通过油门扇形盘上的RVDT，以电传方式传送。

6.两台发动机工作在循航状态下，选择ENG,SYNC速度电门对N2有什么影响? 从属发动机(RH)与主发动机(LH)匹配

7.在正常飞行过程中，FADEC的主要电力来源是PMA（永磁发电机）。注：飞机启动电源电力来源IDG（交流发电机）。8.在CF34-8C系列发动机上，共有18个燃油喷嘴。9.发动机燃油驱动泵安装在在附件齿轮箱后部。10.下列哪项显示在N2转速表上？压气机振动图标。11.下列哪项显示在N1转速表上？琥珀色REV图标 12.每个发动机反推系统安装有4个不可互换的叶槽部位，注：一个飞机发动机反推系统安装8个不可互换叶槽部位

13.下列哪种情况会出现琥珀色REV图标？当转换整流罩在固定和放出位置间移动。

第二篇：航空发动机技术及国内外现役军用发动机资料

航空发动机技术及国内外现役军用先进发动机资料

本资料仅限于本校航空发动机专业学生参考之用

航空发动机技术及国内外现役军用先进发动机资料

名词解析

1）推重比：发动机推力与重量之比。是反映发动机性能的最重要指标之一，发动机推重比越大，战斗机的机动能力越强。

2）空气流量：单位时间里流过的空气质量，单位是：公斤/秒。

3）单位耗油率：产生1牛顿或10牛顿或1千牛顿或1公斤力每小时所消耗的燃油每公斤单位质量，即公斤/牛顿²时（kg/N²h）、公斤/十牛顿²时（kg/daN²h）、公斤/千牛顿²时（kg/kN²h）、公斤/公斤力²时（kg/kg²h）。

4）涡轮前温度：燃气从燃烧室出来在涡轮前的温度。提高涡轮前温度，某种程度上可以提高发动机性能，涡轮前温度的高低某种程度上反映着发动机的水平。

5）总增压比：发动机进口和发动机出口的压力比，又称总压缩比，简称总压比，第三代发动机的增压比一般在20～30左右，提高发动机增压比可以提高发动机性能，但也会带来喘振裕度低的问题。

关于全权限数字电子控制（FADEC）技术

关键词: 全权限数字电子控制 自动控制系统 航空发动机

随着飞机、发动机的发展，发动机控制领域的研究成果层出不穷。

其中，飞机推进系统控制一体化技术、全权限数字电子控制（FADEC）技术等无疑都代表着当前发动机控制技术的先进水平。由于FADEC有着众多的优点和发展潜力，许多国家都在研制。并且随着新技术、新材料的应用，可靠性问题已得以解决，同时，成本也在不断降低。

一、发动机先进控制概念

20世纪80年代，以美国NASA为首的多家研究机构通过详细评估鉴定出最值得发展的先进控制概念。在筛选和排序工作中所选择的比较基础是装有先进涡扇发动机的第4代高性能军用战斗机（MHPF）和马赫数为2.4的高速民用运输机（HSCT）及其发动机；所采用的评估判据包括权衡因子和品质因素。其中，权衡因子考虑不同尺寸、燃油及空气流量、效率等影响；品质因素包括起飞重量、耗油率、失速裕度、起动影响以及复杂性、风险、寿命期费用、诊断能力、解析余度等指标。根据评估结论，排在前4位的先进控制概念是：发动机智能控制（IEC）、性能寻优控制（PSC）、稳定性寻求控制（SSC）、主动失速/喘振控制（ASC）。IEC采用的基本方法是进行涡轮发动机的模型仿真，即将所建立的发动机模型加到推进系统的控制中去，直接控制推力和发动机限制参数。这种方法首先需要正确建立发动机数学模型。目前，采用认知工程理论和模糊控制方法处理复杂的发动机动态模型已取得一些仿真试验结果，证明了其实际应用的可能性。但跟踪滤波器需调整的参数（部件特性、性能参数、传感器误差等）很多，给控制方法的实现带来较大的困难。PSC是一种以模型为基础的自适应控制算法，目的是通过实时修正飞行测量参数来调整控制规律，优化发动机性能。这种算法包括一条修正推进模型的路径和一条对模型预估性能进行优化的路径。使用卡尔曼滤波器对非标准发动机按实时状态进行修正，以使模型更贴切地反映发动机的性能。PSC算法已在F-15飞机上进行了飞行试验，试验结果表明推进系统 的性能得到了改善。PSC所采用的控制算法包括三种控制模式：最大推力模式、最小耗油率模式、最低风扇涡轮进口温度计算模式。

SSC利用控制算法减小对部件稳定性裕度的要求。这种方法将稳定性检查加入到发动机控制逻辑中去，实时地计算非稳定性影响（但不是设计时假设的最坏情况，即各种非稳定因素影响的迭加），对风扇和压气机稳定性进行在线评估，允许控制系统将喘振裕度减至最小，从而提高发动机性能。

ASC旨在对发动机喘振进行主动控制，即在刚出现失速的征兆时就采取措施（如调整放气量、燃油流量和导叶角度等）消除失速。过去用于失速控制的算法受到液压机械控制技术的限制，现在则可利用微处理器的能力来实现复杂的新的控制算法。采用这种方法能扩大发动机的稳定工作范围，使发动机在降低了对设计失速裕度要求的状态下仍能稳定工作，从而获得更高的性能。

二、FADEC

1.FADEC概况

FADEC利用数字式电子控制系统的极限能力来完成系统所规定的全部任务，是高性能飞机发动机以及一体化控制必然采取的控制形式，是该领域的发展方向和研制重点。

FADEC系统包括燃油泵系统，主燃油、加力燃油计量装置，放气活门控制，变几何位置作动，叶尖间隙主动控制，传感器，专用电源发电机以及电子控制器等完整的控制系统。2.FADEC的优点

（1）提高发动机性能。FADEC的计算能力强、精度高，能够在整个飞行范围发挥发动机的最佳性能；能够改善发动机的启动和过渡特性；能够改善发动机安全保护。FADEC的数值计算和逻辑判断能力可在更合理的范围选择控制规律；容易实现发动机控制方案的变动，通过修改软件就可以寻找最佳控制性能。

（2）降低燃油消耗量。由于FADEC可实现发动机的最佳控制，因此，发动机控制器更换时，可减少乃至不需要调整运转，加之慢车转速的闭环控制、引气最佳化，结合自动油门等 措施，能够减少燃油消耗。

（3）提高可靠性。由于采用余度技术、故障诊断、恢复功能，而且减少了超温、超转、过应力等情况，使发动机的可靠性提高。

（4）降低成本。由于包括自测试、诊断、记忆等功能，可实施计算机辅助故障诊断，给维护带来方便。加上更换控制装置不需要调整运转，使发动机维修成本降低。

（5）易于实现发动机状态监控，易于实现与飞机控制的一体化。3.FADEC的最新研究进展

目前的发动机控制系统是集中式余度FADEC，所有的控制规律处理和计算、余度管理以及输入/输出信号的滤波和处理都经由FADEC进行，控制系统中最重的是引线和接头。未来的FADEC将采用分布式控制系统，与集中式FADEC相比，引线数、接头数和重量分别由2214kg、112kg和134kg减少到320kg、80kg和50kg。在分布式控制系统中，灵巧装置通过一条余度的高速数字数据总线和FADEC通信。灵巧装置可以是一个传感器，或一个作动器，或是兼有传感和作动功能的装置。每个灵巧装置有自己的处理元件，可以执行所要求的当地功能。为使温升和功耗最小，还将采用变速和变流量泵。

除了降低发动机控制系统的复杂性和重量之外，分布式控制系统的优点还有：由于采用通用模块和标准接口，缩短了研制周期和降低了成本（60%）；通过对每个灵巧装置进行自检和诊断，降低了维修成本；采用新的元件级技术，对中央处理计算机的改动最小甚至无需改动，设计和升级的灵活性大；FADEC可以远离发动机安装，进一步降低重量，改善可靠性和控制系统的总和。

分布式控制系统的关键技术有：分布式控制系统的总体结构和运行模式；余度多路传输光纤总线；多余度数字处理机和并行处理技术；耐高温的灵巧传感器和作动器；重量轻的变速、变流量电动燃油泵；发动机状态监视和管理系统。

（1）灵巧传感器和作动器。传感器和作动器占发动机控制系统重量的相当大一部分。所有的传感器和作动器都需要某种形式的补偿，即它们自己的控制系统。在分布式控制系统中，传感器和作动器与电子模块组装在一起。该电子模块为传感器和作动器提供如下功能：主动

补偿环境条件（如温度）的影响；信号调制和转换；故障诊断、超限检查和自检，对FADEC工作状态提出建议；对作动器进行闭环控制；提供与FADEC的简单通信和接口。灵巧光学“火焰”传感器，事实上可以应用在任何具有加力或低NOx 燃烧室的发动机上。该技术可使传感器更小、更轻，在高温范围内有更可靠的火焰检测功能，而且不需要冷却。

（2）高温电子装置。灵巧传感器和作动器中的电子模块在高温环境下工作，并且不能用燃油来冷却，因此，需要发展高温电子装置。目前，常规的电子装置的耐温能力125℃，通过应用砷化镓材料，并采用集成注射逻辑(I2L)电路设计技术，可使集成电路的工作环境温度达到300℃。I2L是一种双极构型的大规模集成逻辑电路，由于这种设计的晶体管体积较小，从而可以减小漏电。漏电随温度按指数上升，并且会引起许多系统、装置故障，因此，减小漏电非常重要。提高温度可靠性的金属化其他尝试还包括金属化系统和漫射障板。利用黄金可以把电阻接触点的耐温能力扩大到600℃。

（3）数据总线--发动机局域网（EAN）。EAN是连接灵巧装置和FADEC的通信网和电网。在EAN内，每一通道有一条或两条缆线。每一条缆线有一对加屏蔽的盘绕导线，用以在FADEC和灵巧装置之间传递数字数据，还有一对加屏蔽的盘绕导线，用以从FADEC向灵巧装置通电。如果用改善屏蔽的办法还不能消除电力网噪声对数据网的干扰，就需要改变电源频率和波形。若使用光导通信总线和光学接口，则大大消除这种电子干扰，进一步减轻重量。

（4）变速、变流量电动燃油泵。采用电力驱动的变速、变流量电动燃油泵能够使发动机燃油泵结构简单、重量轻。发展耐高温的有机基复合材料和金属基复合材料可进一步减轻重量。变排量旋板式燃油泵采用鲁棒设计，在高关闭度（即小流量）状态具备较低的温升，可以满足未来飞机热管理方面的苛刻要求。

三、结束语

从美国NASA等研究机构对先进控制概念的评估和筛选及最终排序可以看出发动机控制系统研制的发展趋势。尽管出现了诸多的“先进控制”、“主动控制” 等概念，但要解决的主要技术问题不外乎美国高性能涡轮发动机综合技术（IHPTET）计划中归纳的三个方面，即：增加控制性能；减轻重量；提高对不利环境的容限。随着轻重量材料的应用、微处理器能力的进一步开发，FADEC已进入实用阶段，并以它突出的优点广泛应用于各种新型航空发动机。

中国涡扇发动机资料：

涡扇6(WS6)涡扇发动机

牌

号 涡扇6 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 中国

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9运输机（已下马的大型军用运输机，并非是运8改进运9）研制情况

1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因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。

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支点支承方案，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，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。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WS6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。

进 气 口 轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。风

扇 3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。

中介机匣 位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装有压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。

高压压气机 11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级转子的材料为耐热合金GX8。燃 烧 室 环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。高压涡轮 2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带 冠。涡轮机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。

低压涡轮 2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与 其内外环构成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。加力燃烧室平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。

尾喷管

简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。

控制系统 电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨胀比变化规律[P6=P3*f(πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制压气机进口导流叶片角度和放气环的开关；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均为沈阳航空发动机研究所研制的。

滑油系统 为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。

点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。

防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥表面加温。

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(WS9)涡轮风扇发动机 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 歼轰-7 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。

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。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。

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发动机的真实资料已被剔除，避免泄密！

这里仅列出网上流传的有关涡扇10发动机和其它正在研发中的涡扇发动机资料：

涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜“三合一”•的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。

由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL—31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：

目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。

设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：

1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。

2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。

3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。

先谈一些技术指标的意义

1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。

2、总压缩比（TPR）= 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B-1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。

3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。

由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：

推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。

WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~

19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。

发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。

涡扇10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。

涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。

燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。

涡扇10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。

单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。

涡扇10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，涡扇10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。区别

网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU—27上试验，该机已于2000年定型。时间

涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU—27上试验，在与AL—31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

生产车间的涡扇10 中国涡扇发动机的研制一般分为6个阶段：一是突破单项关键技术；二是部件验证；三是核心机；四验证机；五是型号研制；六是使用发展。以上部分可以推测出下面所列的发动机的进度：

（一）目前

①WS10：用于歼

10、歼11后期动力。WS10的研制始于1986年，当时是考虑为歼10配套的，10A是WS10的核心机。1980年代从某国引进2台某民用发动机，我国在某国核心机基础上对核心机进行了改进。1992年10月验证机在086号飞行台上开始试飞，1997年开始型号研制(飞行前试验阶段)，2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装一台WS10的歼11取得阶段性成果，2002-2003年间型号开始装歼10，2003年12月装两台WS10的歼11A首飞。WS10于2004年9月开始批量生产，2005年底定型。WS10有单发和双发两种型号，分别为B型和C型。WS10的涡轮前温度已从原有的1747K提高到1800K，推重比也由原来的7.5提高到7.8左右，推力也由132KN提高到138KN。

②WP13B2：WP13B2即WP13C，推力为7300KG，与昆仑持平，推重比估计6.0以上，低于昆仑的6.5，WP13FⅢ为其单发型，其具体试飞日期不详,不过我们可以从中航一集团网站对WP13B2的报道中可以推断出大概，1991年正式开始整机研制，1999年该型发动机被列为国家重点型号工程，2002年6月16日开始进行全寿命考核长期试车(而WP13B是在96年4月进行的150小时长期试车，03年定型)，估计要到2007年左右定型,其发展型值得期待。③WS9：用于“飞豹”歼轰机。英国R&R 公司许可生产的Spey MK 202 发动机，R&R 公司已经向汉和总编辑PKF证实他们正在帮助中国改良Spey MK202，“斯贝”的改良工作已顺利完成。

④昆仑：用于歼8换发的涡喷发动机。昆仑的研制应用了斯贝MK202的技术，其高压压气机段即参考斯贝MK202。昆仑的加力推力为7300千克，不加力推力为5165千克，加力耗油率

为0.202，不加力耗油率为0.10，推比6.5。2002年昆仑2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。现新昆仑涡喷发动机（昆仑2）已装在J-8F上。

⑤关于推比八的中推：第一阶段：1980－1983年，1980年，高推预研在经过了充分论证的基础上正式开题，以定向基础研究为主，开展单项课题研究，进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；第二阶段：1983－1989年，以先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究；第三阶段：1989－1992年，进行三大高压部件全尺寸试验件的设计和试验研究；第四阶段：1991－1994年1月，进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究。其后，在“八五”期间，我国自行研制的推重比8一级核心机已完成地面和高空性能试验；“九五”期间完成了推重比8一级的验证机设计；“十五”期间对推重比8一级发动机的风扇和低压涡轮进行了改进，为在核心机基础上进行发动机派生发展提供了技术储备。

⑥WS13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7.8，2004年1月点火，预计 2006年定型。

⑦推力矢量喷管：推力矢量喷管是在2002年初上的606所的试车台,估计在WS10，2005年定型后装上歼11首飞。

⑧权限数控系统：我国的全权限数控系统是在2002年下半年装机首飞的，首飞所装发动机型号估计为WP13，2003年初装上WS10，2003年底第一套上天试飞的发动机全权限数字控制系统演示验证通过验收。

（二）未来

①推比九：在推重比10的发动机出现以前，我们可能要用现有发动机发展型推重比9来代替,它们分别是WS10的发展型WS10D与WS13的发展型组成。WS10D的推力估计可达到155KN以上，WS13的发展型估计可达到接近100KN（参照RD333和F414及F110和F100的发展型）②推比十：我们同时也在发展推比10的发动机，进程如下：“九五”期间度过部件验证阶段,推出三大高压部件，“十五”期间进入核心机研制阶段，其型号分别是624所的CJ2000(中推)与606所的大推，情况如下：中推CJ2000 ：用于四代战机。“十五”期间624所的CJ2000率先进入核心机研制阶段，CJ2000是以俄罗斯的P2000为参考研制的。乐观的话预计CJ2000在2015年可定型(5年核心机，5年验证机，5年型号)，CJ2000的基本加力推力为95KN，可扩展到120KN（参照EJ200）。可能代号为WS14。推比十的大推

606所大推在2004年完成核心机设计发图，大推则要到2018年定型(5年核心机，5年验证机，5年型号)，大推的基本加力推力为175KN，可扩展到195KN以上，可能代号为WS15。

（三）总结

现在我们的歼10和歼11估计已开始用上WS10，而“枭龙”明年将用上WS13。四代机首飞用的可能是WS10及WS13的发展型，也有可能是俄罗斯的AL41F及RD333，但最终将用上全新的国产推比十的发动机。这使我国自行研制的发动机水平上一个台阶，达到缩小与世界先进水平8－10年差距的目标。而与此同时，通过我国先进涡轮发动机关键技术（ATEKT）研究计划的实施，可以拿到一批推质比12－15一级发动机的关键技术，为2020年以后研制更高推质比水平的发动机打下基础。

上图为WS13的原型,俄罗斯RD33涡扇发动机图片.涡扇13(WS13)天山发动机

天山发动机的研制成功，又给国产歼击机注入了一针强心阵，RD33k的发动机仿制成功“天山”中推发动机，应该是枭龙战机迈向全国产化的重要一步，因为天山发动机有俄国参与仿制工作，天山发动机装入枭龙飞机的进度要比歼十装入太行发动机的进度快。

采用国产发动机后，直接带来就是发动机成本的降低，由目前的资料来看天山或者叫泰山发动机，天山的技术相比与RD33k更加先进，推重比7.5在这位个比较高推比的发动机基础上研制推力更加大发动机，并不是很困难，我国刚刚进入涡扇发动机生产周期，发动机性能还需要实际考验证明其性能的稳定性和质量。

2003年12月，关键性的FC-1动力国产化工作浮出水面。中航一集团宣称，贵州航空发动机研究所配合FC-1的研制工作，开展了涡轮风扇发动机关键技术研究和新型涡轮风扇发动机设计出图等工作，拉开了黎阳公司涡轮风扇发动机研制的序幕。根据我国涡扇发动机的发展现状及FC-1的具体情况，毫无疑问，此处提及的涡扇发动机即RD33或其改型。据互联网消息，传说中贵发研制的FC-1国产化发动机WS-13（RD33的国产改进型）已经进行多时。大部分零部件可以利用RD33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RD33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RD33的设计基础上，对局部结构设计进行改良。预计2004年1月点火，2005年8月定型。现已进入零件组装阶段。WS-13将命名为“天山-21”。

2006年01月10日据航空报报道，红湖机械厂2005年全面启动WS-13项目的核心机和整机研制任务，推动工厂由生产涡喷型发动机向生产涡扇型发动机的转变。WS-13核心机的关键部件之一环形火焰筒需要在内腔进行高温陶瓷加工，这种陶瓷是从未使用过的新材料。面对挑战，红湖厂6车间工艺室主任兼陶瓷主管工艺员成文卫勇挑重担，经过多方查阅资料和自行设计工艺参数，终于成功完成了高温火焰筒的陶瓷加工。结果表明，产品实物的各项技术指标和外观质量都达到了样机标准，个别指标还超过了样机标准

2006年05月22日 12:33 据中国航天报5月22日消息，近日航天科工集团公司六院研制的某重点型号发动机试车成功。这标志着六院的固体发动机技术又迈上了一个新台阶。

试车成功受到亲临现场的航天科工集团公司副总经理高红卫、总装备部、二炮等有关领导的高度赞扬。该发动机采用了大量的新技术、新工艺、新材料，拥有多项自主知识产权。（实际试车成功时间应为2005年的4季度）

2003年，关键性的FC-1动力国产化工作就已经开始。中航一集团宣称，贵州航空发动机研究所配合FC-1的研制工作，开展了涡轮风扇发动机关键技术研究和新型涡轮风扇发动机设计出图等工作，拉开了黎阳公司涡轮风扇发动机研制的序幕。根据我国涡扇发动机的发展现状及FC-1的具体情况，毫无疑问，此处提及的涡扇发动机即RD33或其改型。FC-1国产化发动机——WS-13（RD33的国产改进型）已经进行了3年。该发动机长4.14米，最大外直径1.02米，交付使用重量1135千克。推重比7.8，加力推力8813千克（86.37千牛），耗油率2.02千克/十牛•小时。最大状态中间推力6710千克（56.75千牛），耗油率0.73千克/十牛•小时。巡航推力5225千克（51.2千牛），耗油率0.65公斤/十牛•小时。进气量80千克/秒，函道比0.57，涡轮前温度1650K，总压比23。

大修间隔810小时，总寿命为2200小时。

WS13结构: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，风扇前有电脑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，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RD33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RD33的大部分生产工艺设备对一条WP13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RD33的设计基础上，对局部结构设计进行改良。2004年已经点火，2005年8月也完成定型任务。现已进入零件组装阶段。WS-13将命名为“天山21”。

中国涡喷发动机资料

注意:涡喷发动机和涡扇发动机虽同属喷气发动,但是有区别的!不要弄混了涡喷和涡扇!下图就是涡喷发动的结构图解:

由于涡喷发动机因为耗油率大,推力难以提高,国外基本上淘汰了涡喷发动机,只有我们中国还在搞这种发动机.以下就是中国的部分涡喷发动机资料: 涡喷8(WP8)

涡喷8涡轮喷气发动机结构 牌

号 涡喷8 用

途 军用涡喷发动机 类

型 涡轮喷气发动机 国

家 中国

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 研制情况

涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。1967年1月8日，完成了300h国家交付长期试车，1967年3月29日航定委批准交付部队使用。这种首翻期寿命为300h的发动机称Ⅰ批发动机。

为了延长使用寿命，改善发动机性能，并提高其可靠性，在Ⅰ批结构的基础上，又研制了800h结构的涡喷8发动机，1972年7月到1975年10月，分别进行了四次工艺长期试车考核。在成熟的基础上，1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可靠性较高的800h结构涡轮转子，首翻期寿命为400h，称这Ⅱ批发动机。

经一年多的混装使用，1975年开始，全部生产800h结构的整机，称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见，初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500h。1979年1月，根据外场使用情况，又将首翻期寿命延为600h；1983年6月，根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况，决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800h。

涡喷8发动机在生产、使用之初就出现了一些可靠性、维修性方面的问题，如高温起动和高原起动困难，压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块，火焰筒筒体冷却孔裂纹多，涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障，曾一度使H-6飞机面临停飞的威胁。为此，采取了一系列技术措施，基本解决了上述问题，使发动机的可靠性和维修性得到了改善。压 气 机 8级轴流式。进口导流叶片不可调节。转子为鼓盘式结构。第1～6级盘用LD7制成，第1～6级转子叶片和1～7级整流叶片用LY2制成，7～8级盘及其转子叶片由于在较高温度下工作，故分别用34CrNiMoA和13Cr14NiWVBA合金钢制成。为防止低转速工作时产生喘振，压气机第3～4级间设有自动操纵的放气机构。

燃烧室 环管式，由14个火焰筒组成，其中4个装有起动喷油点火器，火焰筒前部装有双

室二级离心式燃油喷嘴，起动时借助电蚀电嘴间隙处的电火花点燃混合气。火焰筒筒体用GH39制成，尾部加强框为GH30，用氩弧焊焊在筒体后部。

涡轮 2级轴流反力式，具有等外径的气流通道。盘和承力环由GH36，第1级涡轮叶片材料为GH36，第2级涡轮叶片和第2级导叶为GH33，第1级导叶为K3精密铸成。所有叶片均为非冷却式叶片。

尾喷管 收敛型。尾喷口不可调节。防冰系统 发动机设有防冰系统，从压气机第5级和第7级后引出热空气对进口导叶、整流支板和整流罩进行加温；从第8级后引出热空气对机翼前缘加温。最大推力(daN)

9316 额定推力(daN)

≮7502 非常推力(daN)

10297 最大耗油率[kg/(daN•h)]

≯0.988 额定耗油率[kg/(daN•h)]

≯0.927 推重比

2.94 空气流量(kg/s)

162.0 总增压比

6.4 涡轮进口温度(℃)

810 最大直径(mm)

1400 长度(mm)

5318 质量(kg)

3230

涡喷6(WP6)牌

号 涡喷6 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/成都发动机公司 生产现状 生产

装机对象 歼-

6、强-5 研制情况

涡喷6是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的РД-9Б技术资料开始试制的，1959年3月国家鉴定委员会鉴定验收、批准投产，但实际批生产是在1961年以后开始的，首翻期为100h。经多年改进，于1972年首翻期提高到200h。

从1962年开始，成都发动机公司也试制该机，同年9月制成。在1964～1982年期间，进行了大量改进。首翻期达到200h，1977年实现涡喷6在歼-6和强-5飞机上通用的目标。涡喷6甲系黎明发动机制造公司为满足强-5飞机的需要改型研制的，从1964年到1983年经过四个批次的改进，性能有较大提高。

进气口 环形。进气锥通过4个整流支板与前机匣相连。

压气机 9级轴流式。涡喷6甲加装可调进口导流叶片。在第5和第6级之间有放气口。第1级转子叶片为跨音速设计。

燃烧室 环管式。有10个全气膜冷却火焰筒，筒壁用7段气膜冷却。涡轮 2级轴流式。第1级导向器叶片气冷，其余叶片均不冷却。

加力燃烧室 由扩压器、V型火焰稳定器、预燃室、燃油总管和直流喷油杆组成。尾喷管 简单收敛式。喷口面积有三个调节位置。

控制系统 电气机械液压联合控制。最大推力(daN)

涡喷6 3187

涡喷6甲 3677 中间推力(daN)

涡喷6

2549

涡喷6甲

2942 加力耗油率[kg/(daN•h)]

1.63 中间耗油率[kg/(daN•h)]

涡喷6

0.99

涡喷6甲

1.00 推重比

涡喷6

4.59

涡喷6甲

5.17 空气流量(kg/s)

涡喷6

43.3

涡喷6甲

46.2 总增压比

涡喷6

7.14

涡喷6甲

7.44 涡轮进口温度(℃)

涡喷6

870

涡喷6甲

920 直径(mm)

涡喷6甲

668.6(燃烧室处)宽度(mm)

涡喷6

950(燃油滑油附件注油口主放油开关处)长度(mm)

涡喷6

5420

涡喷6甲

5483 质量(kg)

涡喷6

708.1(不包括起动发电机和燃油增压泵)

涡喷6甲

725

涡喷7系列(WP7 Series)涡喷7甲涡轮喷气发动机结构

牌

号 涡喷7系列

用

途 军用涡喷发动机

类

型 涡轮喷气发动机

国

家 中国

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-7Ⅱ

涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ 歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型 研制情况

涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的，1966年12月国家验收，1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h，总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。

为满足歼-8飞机的要求，1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车，性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000h，地面和高空占整机试验2500h，飞行试验1000多架次，发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200h。

为满足歼-7改型的需要，1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加之改进，成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，总寿命300h。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200h和300h，总寿命为600h和900h。

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设计技术。

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题。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Ⅲ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ⅢK和7BⅣ批次。涡喷7乙涡轮喷气发动机结构 结构和系统

进气口 环形。进气锥随发动机转子一起旋转，无进口导流叶片。

低压压气机 3级轴流式。第1级转子叶片为宽弦实心叶片，无阻尼凸台，共24片。除第1 级盘用40CrNiMoA外，其余盘和叶片均用1Cr11Ni12W2MoV材料。压比3.34，最大转速11212r/min，瞬时可达11874r/min。

高压压气机 3级轴流式。转子叶片和盘均用1Cr11Ni12W2MoV钢制成。出口处有2个放气活门。压比2.65，转速11954r/min。

燃 烧 室 环管式。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，材料为GH44，涂W-2高温陶瓷。安装边材料为GH15。燃烧室外套材料为1Cr18Ni9Ti。有2个低压电容点火器。

高压涡轮 单级轴流式。导向器叶片和转子叶片为空心气冷。导向器叶片材料为K403。转子叶片带冠，材料为K417，精铸成9小孔。

低压涡轮 单级轴流式。不冷却实心叶片。导向器叶片材料为K403。转子叶片材料为GH49，叶片之间有32根防振箍套。

加力燃烧室 由圆筒形中心截锥体加力扩压器、中间预燃室点火器、两排V型火焰稳定器、15个径向稳定器和筒体组成。分内外两区和主副两级压力供油。有45对直流式喷油杆，335个喷油孔。筒体材料为GH44，防振屏和隔热屏材料为GH128。尾喷管 简单收敛式。喷口面积由24片调节片和24片封严片无级调节。调节片和封严片材料为GH128。

控制系统 机械液压式。主燃油控制是保持低压转子转速为常数，加力燃油控制是保持涡轮落压比为常数。

燃油系统 主燃油和加力燃油均用高压柱塞泵供油。压力7800～8800kPa。使用RP-1和RP-2航空煤油。

滑油系统 封闭回路式。由1个供油泵和4个回油泵。进口滑油温度不超过100℃，回油温度不超过175℃。滑油耗量不大于1.2L/h。起动系统 使用QF-12A起动发电机。

点火系统 主燃烧室用DH-6低能点火装置和电蚀电嘴，加力燃烧室用GGD-7高能点火装置和半导体电嘴，两者均为间接点火。

防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥表面加温防冰。

支承系统 低压转子由前支点、前中介和后中介轴承组成“1-2-0”支承系统，高压转子由中支点和后支点轴承组成“0-2-0”支承系统。最大加力推力(daN)

涡喷7

5639

7甲

5884

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

5982 中间推力(daN)

涡喷7

3825

7甲

4315

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

4315 加力耗油率[kg/(daN•h)]

涡喷7

2.34

7甲

2.04

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

2.04 中间耗油率[kg/(daN•h)]

涡喷7

0.989

7甲

0.997

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

1.030 推重比

涡喷7

5.38

7甲

5.18

7乙

5.50

7乙B

5.57

7乙Ⅲ

5.46 空气流量(kg/s)

涡喷7

63.7

7甲

64.5

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

64.5 总增压比

8.85 涡轮进口温度(℃)

涡喷7

915

7甲

1015

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

1015 最大直径(mm)

906 长度(mm)

涡喷7

4600

7甲

5160

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

4600 质量(kg)

涡喷7

1151

7甲

1158

7乙

1191

7乙B

1191

7乙Ⅲ

1198

涡喷13(WP13)

涡喷13F涡轮喷气发动机结构 牌

号 涡喷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-7Ⅲ飞机

WP13AⅡ

J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)

WP13F

J-7E

WP13FI

J-7Ⅲ A/J-7D 研制情况

黎阳航空发动机公司和贵州航空工业集团第二设计所在总结WP7和WP7乙改进与研制的基础上并参照国外同系列成熟发动机，与成都发动机公司共同研制了WP13发动机。设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500h以上。1984年12月至1985年1月通过了150h设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150h。WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用，减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。

该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求，后为WP13FI所取代。WP13AⅡ 是在WP13设计研制的同时，黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7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。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程中共制造了21台发动机，整机总运

转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞，1988年3月批准设计定型。首翻期150h。

该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。WP13F 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。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标，1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ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300h设计定型国家鉴定试车，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。

WP13FI 是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型，最大状态推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机，转子叶片由24片改为19片，增大空气流量2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h，总寿命900h。

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。低压电容放电点火，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。

高压涡轮 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(WP13的第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为沙丘驻涡式稳定器。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)。

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、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。全加力状态推力(daN)(下限值)

WP13

6277

WP13AⅡ

6345

WP13F

6326

WP13FI

6669 中间状态推力(daN)(下限值)

WP13

3923

WP13AⅡ

4119

WP13F

4315

WP13FI

4511 全加力状态耗油率[kg/(daN•h)](上限值)

WP13

2.29

WP13AⅡ

2.24

WP13F

2.09

WP13FI

2.09 中间状态耗油率[kg/(daN•h)](上限值)

WP13

0.979

WP13AⅡ

1.009

WP13F

1.009

WP13FI

1.009 推重比(全加力推力下限值/净质量上限值)

WP13

5.54

WP13AⅡ

5.28

WP13F

5.77

WP13FI

5.98 空气流量(kg/s)

WP13/WP13AⅡ/WP13F 68.0～69.0 总增压比

WP13/WP13AⅡ/WP13F 8.8

WP13FI

9.2 涡轮进口温度(℃)

WP13

970

WP13AⅡ/WP13F/WP13FI 1015 最大直径(mm)

907 长度(mm)

WP13/WP13F

4600

WP13AⅡ

5150

WP13FI

4616 质量(kg)(交付状态上限值)

WP13

1235

WP13AⅡ

1306

WP13F

1198

WP13FI

1220

美国的主流涡扇发动机

F22的动力F119涡轮风扇发动机

牌

号 F119 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 美国

厂

商 普拉特²惠特尼公司 生产现状 生产 装机对象 F-22。研制情况

F119是普²惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，其设计目标是：不加力超音速巡航能力、非常规机动和短距起落能力、隐身能力(即低的红外和雷达信号特征)、寿命期费用降低至少25%、零件数量减少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高两倍、零件寿命延长50%。在80年代初确定的循环参数范围是：涵道比0.2～0.3；总增压比23～27；涡轮进口温度1649～1760℃；节流比1.10～1.15。

1983年9月，美国空军同时授予普²惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期

50个月的验证机合同。普²惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。

在F119上采用的新技术主要有：三维粘性叶轮机设计方法、整体叶盘结构、高紊流度强旋流主燃烧室头部、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余度FADEC。此外，还采用了耐温1070～1100℃的第三代单晶涡轮叶片材料、双性能热处理涡轮盘、阻燃钛合金Alloy C、高温树脂基材料外涵机匣以及用陶瓷基复合材料或碳-碳材料的一些静止结构。在研制中，注意了性能与可靠性、耐久性和维修性之间的恰当平衡。与F100-PW-220相比，F119的外场可更换件拆卸率、返修率、提前换发率、维修工时、平均维修间隔时间和空中停车率分别改进50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四阶段研制程序和综合产品研制方法保证发动机研制结束时即具有良好的可靠性、耐久性和维修性并能顺利转入批量生产。在研制中，为满足提高推力的要求而增大风扇直径，还遇到了风扇效率低、耗油率高和低压涡轮应力大的问题。预计，1994年中开始初步飞行试验，此时F119将再积累3000地面试验小时。1997年交付第1台生产型发动机，装F119的F-22战斗机将于2002年具备初步作战能力。结构和系统

风扇 3级轴流式。无进口导流叶片。风扇叶片为宽弦设计。高压压气机 6级轴流式。采用整体叶盘结构。燃烧室 环形。采用浮壁结构。

高压涡轮 单级轴流式。采用第三代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。低压涡轮 单级轴流式。与高压转子对转。

加力燃烧室 整体式。内、外涵道内各设单圈喷油环。

尾喷管 二元矢量收敛-扩张喷管，在俯仰方向可作±20°偏转。控制系统 第三代双余度FADEC。技术数据

最大加力推力(daN)

15568 中间推力(daN)

9786 加力耗油率[kg/(daN²h)]

2.40(据估算应为1.80～1.90)中间耗油率[kg/(daN²h)]

0.622(据估算应为0.88～0.90)推重比

> 10 涵道比

0.2～0.3 总增压比涡轮进口温度(℃)

约1700 最大直径(mm)

1143 长度(mm)

4826 质量(kg)

1360

F100-PW-220涡轮风扇发动机

牌

号 F100 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 美国

厂

商 普拉特²惠特尼公司 生产现状 生产

装机对象 F100-PW-100 F-15A/B和早期F-15C/D。

F100-PW-200 F-16A/B/G。

F100-PW-220 F-16C/D、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220E F-

16、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220P 所有F100发动机装备的飞机。

F100-PW-229 所有F100发动机装备的飞机。

IPE-94

F-15和F-16的未来改进型。研制情况

1968年美国空、海军空中优势战斗机计划要求大幅度提高发动机推重比和改善进气道与发动机的匹配性，同时，美国国防部作出了采用同一个核心机发展两种发动机的决定。美国空、海军在1968年4月联合提出了一项为期18个月的初始工程发展计划，要求普²惠公司和通用电气公司各制造和试验一台验证机，发动机的核心要能同时满足空、海军的要求。普²惠公司以JTF22核心发动机为基础，为发展空、海军用的两种发动机进行投标，JTF22是在JTF16验证机基础上发展的，验证机在1969年7月首次运转。1970年3月在和通用电气公司的GE1/10发动机竞争中普²惠获胜，空军于1970年4月与普²惠公司签订2.75亿美元的“成本加奖励”合同。该合同规定若成本超过或低于合同，则超过或低于部分由空军和公司按90∶10比例分摊。但后来由于实际费用超过计划费用很多，在1971年7月增加合同金额1.22亿美元。对用于飞行试验和生产型发动机则按“固定价格加奖励”的办法，空军和公司之间按75∶25比例分摊。F100发动机用于研制的费用为4.75亿，用于部件改进 的计划费用约6.66亿。这样，该发动机从开始研制到1984年15年内总计花费11亿美元。

F100发动机是世界上最早投入使用的推重比达8一级军用发动机。在发动机参数选择中注重提高发动机性能，采用“两高一低”策略，即增压比高、涡轮前温度高和涵道比低。在材料上采用了高强度重量比、耐高温的合金。F100也是首次使用单元体结构的战斗机发动机，它由5个单元体组成，各单元体都可更换。

F100-PW-100发动机在使用中出现了许多可靠性、耐久性和维修性方面的问题，曾一度使美国前线战斗机处于停飞的危险中。为此，普²惠公司投入大量改进改型资金，采取一系列措施，发展出了F100-PW-220发动机，基本解决了F100-PW-100存在的问题，可靠性、耐久性和维修性得到很大改善。在与通用电气公司F110发动机争夺装备F-15和F-16的“战斗机发动机大战”中，开始时处于不利地位，经改进后这两种发动机各有千秋。为与通用电气公司性能改进型F110-GE-129竞争，普²惠公司也在F100-PW-220的基础上研制了性能改进型F100-PW-229。

F100-PW-100 1970年3月开始全面工程研制，1972年2月进行60h飞行前规定试验、1973年10月通过150h定型试验。1974年11月交付空军使用。

F100-PW-200 为适应单发飞机的需要作了一些修改，采用复式燃油泵和备份控制系统或数字式发动机控制系统。

F100/PW1115 F100发动机的无加力燃烧室的改进型。

F100-PW-220 采用了新型风扇和压气机，改进了低压涡轮、数字式发动机电子控制系统、加力燃烧室和加力燃烧室双点火系统，提高了核心机寿命。通过采用数字式发动机电子控制系统，使发动机在整个飞行包线内或发动机寿命期内无推力衰减，并可连续监控发动机状态。

F100-PW-220E 通过采用一套改型组件可以把早期的F100发动机改进成具有标准构形的F100-PW-220发动机。使早期的F100发动机具有与F100-PW-220发动机相同的可靠性、维修性和适用性，同时降低发动机的生产费用。采用了最先进的热端部件、数字式发动机电子控制系统、齿轮式主燃油泵和发动机诊断装置。1987年10月在F-16上做了首次飞行试验，1988年投入使用。

F100-PW-220P F100-PW-220E的改进型，以前称为F100-PW-220E+。1991年中期开始改进工作。它是将F100-PW-229发动机的风扇、喷管、改进的数字式发动机电子控制系统和先进的低压涡轮材料应用到F100-PW-220和F100-PW-220E中。

F100-PW-229 F100的推力增长型，也称为F100改进性能发动机(F100-PW-229 IPE)或PW1129。该发动机采用提高了效率的核心机、增加流量的风扇、多区燃烧的加力燃烧室、寿命为2000h的齿轮式燃油泵和提高了能力的数字式电子控制系统，检修间隔为4000循环。此发动机准备用于F-15E战斗机。1989年5月在F-16飞机上首次飞行，1989年后期完成定型试验，1990年4月和5月第一台生产标准型F100-PW-229分别在F-16和F-15E飞机上做了飞行，1991年初投入使用。

IPE-92 F100-PW-229 IPE的发展型，推力提高888daN，或在较低的涡轮进口温度下可提高发动机的使用寿命。风扇部分直径大约比F100-PW-229增大2.5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，总增压比34。所有修改都是在现有风扇机匣直径内进行的，所以动力装置的安装与100-PW-229的相同。

IPE-94 F100-PW-229 IPE的发展型，采用了大直径宽弦风扇和高温涡轮部件。空气流量比F100-PW-229增加13%。为了适应风扇尺寸的增大，安装了较大的中介风扇机匣。加力燃烧室长度缩短150mm，以保持发动机在F-15E和F-16C/D飞机上尺寸不变。1991年秋开始发动机的地面试验。

F401 F100-PW-100发动机的改进型，推力13340daN。1972年9月开始试验，1973年

9月12日装在F-14B飞机上试飞，后因飞机研制费超支，F-14B飞机停止发展，F401计划也撤消。结构和系统

进气口 皮托管式钛合金进气口。有21个可变弯度的进口导流叶片。导流叶片前缘固定，通热空气防冰，后缘可调。

风扇 3级轴流式。钛合金制成。最大转速10400r/min。前2级转子叶片有叶中阻尼凸台，材料为Ti6-6-2，盘材料为Ti8-1-1。轴用Ti6-4电子束焊接而成。F100-PW-220采用了较高流量的风扇。F100-PW-229的风扇采用损伤容限设计。

高压压气机 10级轴流式。前3级整流叶片可调，转子由锻造盘叠成，采用热等静压工艺。1～3级盘由锻造钛合金制成，第4级盘材料为PW1016，第5、7和9为耐高温镍基合金，第6、8和10为热等静压的IN100。1～4级转子叶片材料为钛合金，5～9级为耐热镍铬铁合金，第10级为耐高温镍基合金。压比8.0。F100-PW-220增设一增压级并将压气机的总寿命提高到4000h。最大转速13450r/min。F100-PW-229的压气机采用损伤容限设计。

燃烧室 短环形。无烟。燃烧室喷嘴安装在燃烧室前部，电容器放电点火。F100-PW-220采用双通路喷嘴。材料为Haynes 188钴基合金。F100-PW-229采用浮壁式火焰筒。

高压涡轮 2级轴流式。第1级采用冲击冷却，第2级对流冷却。第1级转子叶片和导向器叶片材料为定向凝固镍基合金MAR-M200加PWA73涂层。F100-PW-220和F100-PW-229的导向器叶片由PW1480合金改进成PW1484单晶合金，涡轮转子叶片外封严材料为PW1485。低压涡轮 2级轴流式。第1级非冷却转子叶片材料PW1484单晶合金，盘为IN100。涂层为PWA73。

F100-PW-229的转子叶片为定向凝固材料。

加力燃烧室 可变面积的燃油喷嘴以最小的压力实现软点火。外涵道采用带钛合金桁条的加强壳结构 衬筒为有陶瓷涂层的Haynes 188钴基材料。喷管平衡梁式收敛-扩张型。

控制系统 F100-PW-100和-200为机械液压式，控制燃油和喷管面积，并具有电子监控能力。

F100-PW-220采用汉密尔顿标准公司的数字式电子控制系统。燃油泵由TRW、森德斯特德和汉密尔顿标准公司提供。F100-PW-229为全权数字式电子控制系统，具有综合诊断和与飞机控制系统交联的能力。技术数据

最大加力推力(daN)F100-PW-100

10590

-200

10590

-220

10590

-220E

10570

-229

12890

-220P

12010

IPE-92

13778

IPE-94

16000 中间推力(daN)F100-PW-100

6520-220/-220E

6526

-229

7918

-220P

7429 加力耗油率[kg/(daN·h)]

F100-PW-00

2.31

-200

2.30

-220

2.21

-229

2.00

最大连续耗油率[kg/(daN²h)] F100-PW-100

0.720

-200

0.720

-220

0.700

-229

0.660 推重比

F100-PW-100

7.8

-200

7.7

-220

7.4

-220E

7.2

-229

7.9

IPE-94

9.5 空气流量(kg/s)F100-PW-100

101.1

-200

101.6

-220

103.4

-229

112.4

IPE-92

114.0

涵道比

F100-PW-220/-220E

0.6

-229

0.4 总增压比

F100-PW-100/-200/-220/-220E 25.0

-229

32.0

IPE-92

34.0 涡轮进口温度(℃)

1399 最大直径(mm)

1181 长度(mm)

4856 质量(kg)F100-PW-100

1386

-200

1410

-220

1452

-220E

1496

-229

1656

F110/F118涡轮风扇发动机 牌

号 F110/F118 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 美国

厂

商 通用电气公司航空发动机集团 生产现状 批生产

装机对象 F110-GE-100 F16C/D、N，F-15E。

F110-GE-400 F-14B/F-14D，F-14A改装。

A-7“海盗”Ⅱ CAS/BAI(建议)，A-7“海盗”Ⅱ改装。

F110-GE-129 所有110装备的飞机，1991年中以后的F-15E，F-16“敏捷隼”，日本FS-X。

F110X

未来先进战斗机。

F118-GE-100 B-2，RT-1。研制情况

F110是美国通用电气公司从轰炸机用的F101改型而来的战斗机用的加力式涡扇发动机。

美国卡特政府决定停止B-1A/F101-GE-100计划和美国第一线战斗机用的TF30和F100发动机存在大量耐久性、可靠性和操纵性问题，是促使通用电气公司作这一改型工作的主要原因。该公司在1976年就自筹资金制造了一台F101X验证机，其热力参数与F100发动机的相似，与原来的F101-GE-100相比，减小了涵道比，提高了增压比。

随着军方对战斗机的战备状态和全寿命期费用的关心日益增强，美国空军实施了改型战斗机发动机计划，并与通用电气公司签订一项有限的研制合同，价值8000万美元，包括3台原型机，编号为F101DFE。这项研制计划的目标是：

(1)鉴定F-16和F-14飞机/发动机在实际飞机中的匹配能力，包括性能和作战适用性；

(2)通过加速任务试验确定发动机的耐久性；

(3)根据验证的能力，提出生产型发动机的型号规范。

如果计划成功，那么将提供足够的数据，以使进入全面工程研制阶段的风险减到最小。

经过1980年和1981年两年的广泛试验，达到或部分超过了预期的目标。在F-16飞机上的试飞结果证明，F101DFE无需作重大改进就可以装在这种飞机上使用。在F-14飞机上的试飞结果表明，飞机的留空时间和作战半径都比装原来TF30发动机的增加25%。在试飞中，发动机无需调整，并且油门杆的使用不受限制。在1982年12月的一次试验中，完成了5004个总累积循环(TAC)，其热端部件寿命为当时新采购的F100发动机的三倍。

基于上述结果，通用电气公司又得到了一项在空军替换战斗机发动机计划下的全面研制合同，价值9300万美元，为期两年，发动机正式编号为F110，与普拉特²惠特尼公司F100发动机的改进型竞争用于新生产的F-15和F-16战斗机。这项全面研制计划的重点是实现系统最佳化，确定供F-

15、F-16和F-14用的F110发动机的最终构型，并继续进行高空模拟试验、加速任务试验和各种环境试验。

F110发动机已于1985年初定型投产并开始交付。

与F101-GE-100发动机相比，F110有以下几方面的改变：风扇由2级改为3级，压比提高到3.2，直径减小到970mm，涵道比由2.01减到0.87；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应F-

14、F-16和特别是F-15飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐

久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。

1984年2月，美国空军按照双承包商采购策略，决定对F-15和F-16战斗机发动机的采购在F100和F110之间按一定比例分配。在1985年采购的160台中，75%为F110，25%为F100。从此，开始了一场发动机大战(Great Engine War)。到1994年为止，F110共获订货1065台，F100为1021台，基本上平分秋色。但通用电气公司声称它获得胜利，因为在1000多架F-16C/D战斗机中，该公司提供的发动机占75%。

F110-GE-100 F110的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术。用于F-15和F-16。

F110-GE-400 海军型，与F110-GE-100基本相同。1987年开始用于F-14B/D。

F110-GE-129 性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度55～80℃，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0.76，零件数目比F100-GE-100少40～50%。

F110X 研究中的新改型，推力将达16210daN，推重比9.5。

F118-GE-100 F110的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B-2轰炸机。1991年决定用于改装TR-1，以取代原来的J75涡喷发动机。

结构和系统

进气口 环形。带17个变弯度进口导向叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分。风扇 3级轴流式，系F404发动机风扇的放大型。转子叶片材料为钛合金。水平对开机匣，转子和整流叶片可单独更换。风扇直径970mm，压比3.2。

压气机 9级轴流式。头3级材料为钛合金，后6级为A286钢。零级和头3级整流叶片可调。转子为盘鼓式，用惯性焊连接。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。压比9.7，效率85%。

燃烧室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工而成。燃油经20个双锥喷嘴和20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。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制。Rene 125制的转子叶片和导向器可单独更换。有些转子叶片用N-5单晶铸造，效率为0.87。

低压涡轮 2级轴流式，带冠。2级转子叶片均可单独更换，第2级导向器叶片可分段更换。第1级转子叶片材料为Rene 125，盘为Rene 95。第2级材料均为Rene 80，轴用IN718合金。

加力燃烧室 F101的缩小型。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合。内涵气流中90%的空气在燃油喷入外涵气流前燃烧完，使整个工作范围内温升平稳。外壳材料为IN625。尾喷管 收敛-扩张型。由F404发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。

控制系统 伍德沃德公司的主燃油控制器，并有电子模拟和主液压机械控制备份以及一个风扇转速限制器。F110-GE-129采用全权数字式电子控制。

支承系统 5支点。高压转子2个轴承，低压转子3个轴承。技术数据

最大加力推力(daN)

F110-GE-100

12268

-400

12045

-129

12899

F110X

16235 中间推力(daN)

F110-GE-400

7117

-129

7562 最大推力(daN)

F118-GE-100

8451 加力耗油率[kg/(daN²h)]

2.02～2.05 中间耗油率[kg/(daN²h)]

F110-GE-100/-129

0.70 推重比

F110-GE-100

-400

-129

F110X

F118-GE-100

空气流量(kg/s)

F110-GE-100

-400

-129

涵道比

F110-GE-100

-400

-129

总增压比

F110-GE-100

-400

-129

F118-GE-100

涡轮进口温度(℃)

F110-GE-100

-400

-129

F118-GE-100

最大直径(mm)

长度(mm)

F110-GE-100

-400

-129

质量(kg)

F110-GE-100

-400

-129

F110X

F118-GE-100

7.07 6.16 7.28 ～9.50 5.43 113.4～122.4 117.5 118.0 0.87 0.87 0.76 30.4 30.4 32.0 30.4 1427 1427 1455 1427 4622 5893 4626 1769 1996 1809 1701 1526

1181

F404涡轮风扇发动机 牌

号 F404 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 美国

厂

商 通用电气公司航空发动机集团 生产现状 生产

装机对象 F404-GE-100D

A-4换发。

F404-GE-400D

A-6F。

F404-GE-F1D2

F-117A。

F404-GE-400

F/A-

18、“阵风”A、X29A、X31A。

F404-GE-100A

F-20A。

F404-GE-402

F/A-18。

F412(原F404-F5D2)A-12(已取消)。研制情况

F404发动机始于60年代通用电气公司的GE15。GE15为诺斯罗普公司“眼镜蛇”P530的动力。P530后来演变为YF17，GE15演变为连续放气的涡喷发动机YJ101。由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的F16取胜，诺斯罗普公司和麦道公司决定发展一种新飞机，即F/A-18，因而在YJ101基础上发展了低涵道比的F404涡轮风扇发动机。

1975年11月通用电气公司与美国海军签订了全面研制F404的合同。1977年1月首台运转，1978年6月完成飞行前规定试验，11月装飞机试飞，1979年12月F404-GE-400通过定型试车并批准投入生产，1980年1月交付第一台生产型发动机。

F404的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与YJ101相同，风扇、低压涡轮和加力燃烧室稍许放大，涵道比由YJ101的0.2提高为0.34，涡轮进口温度提高10℃，发动机推力比YJ101增加约17%。

在研制F404时，美国海军根据以往的使用经验，突出了可靠性和维修性要求。据此，通用电气公司改变了过去强调性能，而忽视可靠性和维修性的作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险，这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。

由于F404与飞机采用分离附件机匣设计，装在飞机上的辅助传动系统(AMAD)单独传动燃油泵、液压泵和发电机。系统有它自己的空气涡轮起动机，因此飞机与发动机只有11个接头，换一台发动机只需21min。

F404由6个单元体组成，左、右发可以互换，采用了状态监控措施，因而维修性大有改善。

按1975年美元计算，F404的全面研制费用为3.36亿美元(不包括YJ101验证机费用)。

F404-GE-100 原编号为F404-GE-F1G1。发动机基本结构与-400型相同，主要差别是采用了多余度的燃油控制系统和为单发飞机F-20专门设计的附件。一个数字式电子装置作为机械液压装置的备份，可提供机械液压装置的90%工作能力。此外高压涡轮更换了一些材料，改善了耐久性。该项目因1986年底F-20A工作的终止而未进行到底。

F404-GE-F1J1/RM12 是通用电气公司与瑞典沃尔伏航空发动机公司合作研制的发动机。1983年开始进行风扇、压气机、核心机和整机试验。1988年12月开始装JAS39试飞，1993年开始交付使用。该机在-400型基础上核心机稍有修改，风扇流量增加到72.6kg/s，燃烧室采用了隔热涂层，使涡轮进口温度和高压涡轮效率有所提高。采用了数字式电子控制器。发动机加力推力为8050daN。

F404-GE-400D 是非加力型。用于A-6F(A-6E的换发)。发动机推力为4800daN，计划90年代初将其推力提高至5780daN。

F404-GE-402 为F404的增推型，推力为7828daN，发动机高、低压涡轮转子和静子叶片更换了材料，燃烧室采用了隔热涂层，高压压气机采用钢机匣，加力燃烧室是新的。装该发动机的F/A-18C/D已经得到瑞典、科威特和芬兰等国的订货。

F412(F404-F5D2)是以RM12为基础的增推型，推力为8896daN。该发动机采用了加大的风扇，改进了核心机、加力燃烧室及尾喷管，空气流量达到72.5kg/s。F412是为先进攻击机A-12研制的。1990年A-12被取消，GE公司则将其发展为F414。结构和系统(F404-GE-400)进气口 带进气锥的环形进气口。有可调进口导流叶片。

风扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级为32片，第2级42片，第3级52片。第1级有减振凸台。叶片均以燕尾形榫头与钛合金盘连接。压比3.5，平均级压比1.337。高压压气机 7级轴流式。直径为584mm，长度为330mm。整体钛合金中机匣。前3级盘材料为钛合金。后4级盘为超IN718，1～3级静子为钛合金，4～7级转子叶片为IN718。转子叶片用燕尾形榫头与盘连接。对开式钛合金内机匣，化铣钛合金外涵机匣。

燃烧室 短环形。机加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。头部有18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。

高压涡轮 1级轴流式。气膜加冲击空气冷却的涡轮叶片和导向器叶片。两种叶片材料均为多晶的Rene 80。

低压涡轮 1级轴流式。Rene 80制造的空心气冷转子叶片。导向器叶片成对钎焊。内、外环材料为MAR-M509。

加力燃烧室 6根起动喷油杆，24根喷油杆。内、外涵气流经“菊花瓣形”混合器混合。隔热屏和稳定器材料为Hastelloy X。尾喷管 液压作动的收-扩喷管。

控制系统 机械液压式燃油控制系统。点火系统 复式点火装置和火花塞。技术数据

最大起飞推力(daN)

F404-GE-400

7120(加力)

4800(中间)

-100A

7560(加力)

-100D

4890(中间)

-F1D2

4800(中间)

-402

7900(加力)

-F2J1

8000(加力)

F412

8050(加力)起飞耗油率[kg/(daN²h)]

F404-GE-400

1.65(加力)

0.76(中间)推重比

F404-GE-400

7.24

-100

7.86

-402

7.83

总空气流量(kg/s)

F404-GE-400

64.4

-402

66.0

F412

72.5 涵道比

F404-GE-400

0.34 总增压比

F404-GE-400

-100

-402

涡轮进口温度(℃)

F404-GE-400

1316℃

-100

1337℃

-402

1413℃ 最大直径(mm)

F404-GE-400

884

-402

884 长度(含进气锥)(mm)

4033 质量(kg)

F404-GE-400

983

-402

1025 F101-GE-100加力涡扇发动机 牌

号 F101 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 美国

厂

商 通用电气公司航空发动机集团 生产现状 已停产

装机对象 F101-GE-100 B-1A(中途停止)。

F101-GE-102 B-1B。

F101-GE-F25 隐身轰炸机和隐身战斗机。

F101-GE-F28 “曙光女神”3发飞机。研制情况

F101是美国通用电气公司为战略轰炸机B-1研制的中等涵道比加力涡扇发动机。它的研制过程可以追溯到60年代中期，当时该公司正按美国空军合同实施第二代先进涡轮发动机燃气发生器计划，编号为GE9。在1969年为争夺用于先进有人驾驶战略轰炸机的竞争中，GE9验证机获胜，从而导致在1970年6月美国空军与该公司签订一项4.06亿美元的全面研制合同，其中包括40台原型机，发动机正式编号为F101-GE-100。1971年10月核心机首次试验，1972年7月全台发动机开始运转。试飞前规定试验于1974年3月完成，同年12月没有经过空中试车台试验而直接装在B-1A原型机上试飞。1976年9月通过相当于通常的型号合格试验(MQT)的产品考核(PV)试验。1977年6月，上台不久的卡特政府认为，B-1A飞机的造价太高，而新研制的巡航导弹便宜而有效，并且B-52轰炸机还可用到80年代，所以决定停止B-1A计划。但F101-GE-100的试验计划仍一直继续到1981年，在后续工作发展计划的名义下，加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用。最后，地面试验积累了40000h以上，飞行试验积累了7600h，发动机达到了可以投入使用的水平。总的研制费用为6.21亿美元。

为满足B-1A轰炸机既能在高空以M＞2飞行、又能在低空跨音速突防、同时具有洲际航程的要求，对发动机来说，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。为此，通用电气公司选择了中等涵道比、高增压比的加力涡扇循环。在研制中，利用该公司过去的J79、TF39发动机以及一系列研究和技术计划的成果，如1965年开始的先进涡轮发动机燃气发生器计划，采用Rene系列高温镍基合金、激光打孔、摩擦焊、先进的冷却技术和控制技术，F101是首次用红外线高温计作为其调节系统参数之一的发动机。高温计测取72片高压涡轮叶片的平均温度。当温度达到极限时，调速器将限制燃油流量和风扇转速。为便于维修，F101采用单元体结构并设有许多孔探仪检查口。

F101是研制中全面贯彻美国空军1969年制订的发动机结构完整性大纲的第一台发动机。该大纲的贯彻主要通过以下四条措施来保证。

(1)遵循严格的结构设计准则。在准则中，对发动机耐久性方面的要求有：发动机冷、热端部件寿命分别为13500h和4000h，或2700龊?00个低周疲劳循环。在预估寿命时要按上述两倍考虑。

(2)采用先进的结构设计和分析方法，如有限元素法、回转体、叶栅和系统动力学等电子计算机程序，合理设计各种零件。

(3)进行大量的结构强度和寿命试验。在研制中，共用40多台发动机作各种整机、部件和系统试验。F101是首次采用加速任务试验的发动机。

(4)采用先进的测试仪器和寿命监控系统，除采用加速度计、红外线高温计等测振、测温措施外，在B-1A轰炸机上加装中央综合试验分系统来监控发动机的关键参数。在使用中，可将记录的数据处理，计算出各零部件的剩余寿命，结合外场维护和孔探仪检查情况，实现视情维护原则。

1981年10月2日，美国里根政府决定重新生产100架B-1B战略轰炸机。于是，1982年美国空军给予通用电气公司一项1.822亿美元的全面研制合同，包括3台F101-GE-102原型机，用于性能和结构完整性试验。以后陆续签订了3项合同：1.25亿美元用于生产4台发动机和长周期项目的准备；2.859亿美元用于生产37台发动机；以及15.8亿美元用于生产428台发动机。

F101-GE-102型 与-100型基本相同，但耐久性有进一步提高，并根据B-1B的作战任务作了一些小的修改。通用电气公司为F101-GE-102制订了一项充分的试验计划。在3台原型机中：

1号原型机在1983年9月完成2组各由381个循环组成的加速任务试验，实际运转800h，相当于在B-1B上10年的使用寿命；

2号原型机在1984年秋季完成加速任务试验，验证了10000h的冷端寿命和3000h的热端寿命；

3号原型机供生产定型用，于1983年9月通过定型并正式交付给美国空军。

F101-GE-25 F101的不加力型，可能用于两种超音速的隐身飞机。

F101-GE-28 F101的又一种不加力型，可能用于美国空军一种高度保密的飞机。结构和系统

(F101-GE-100)进气口 环形。20个进口导流叶片，前缘固定，起支板作用，后缘可调。热空气防冰。风扇 2级轴流式。实心钛合金工作叶片带冠，水平对开钛合金蜂窝结构机匣。压比2.0，转速7710r/min。压气机 9级轴流式。零级和前5级静子叶片可调。前3级转子叶片为钛合金，后6级为A286

钢。转子为惯性焊接盘鼓式，前3级盘为钛合金，后6级为DA718钢。转子和静子叶片均可单独更换。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为IN718。压比12.5。

燃烧室 短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工制成。燃油经20个双锥喷嘴和小涡流杯在高能气流剪切作用下雾化，实现无烟燃烧。

高压涡轮 单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。转子叶片材料为DSR80H，盘为DA718。机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。转子和静子叶片可单独更换。低压涡轮 2级轴流式。叶尖带冠，非冷却。转子叶片均可单独更换，导向叶片分段更换。盘材料为DA718。

加力燃烧室 混合流型。盘旋式混合器使内、外涵气流有效混合并燃烧。筒体材料为IN625。尾喷管 收扩式。由铰接的鱼鳞板组成主、副喷管，由作动筒、移动杯、凸轮和连杆组成液压机械式作动机构。

控制系统 机械液压式。带电子式调整器，可以对风扇转速、涡轮转子叶片温度和尾喷管面积进行控制。此外，还有中央综合测试系统，不断监控发动机性能。

燃油系统 维克斯公司的主燃油泵和喷管液压泵。森德斯特兰德公司的燃油增压泵。派克-汉尼兹公司的燃油活门组件和燃油喷嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和传感器。滑油系统 整体式滑油和液压油箱。技术数据

最大起飞推力(daN)

F101-GE-100

13338(加力)

7561(中间)

-102

13681(加力)

7561(中间)

7120(中间)

8012(中间)起飞耗油率[kg/(daN²h)]

F101-GE-100

2.24(加力)

0.56(中间)推重比

F101-GE-100

7.50

-102

7.69 空气流量(kg/s)

F101-GE-100/-102 159 涵道比

F101-GE-100/-102 2.01 总增压比

F101-GE-100/-102 26.5 涡轮进口温度(℃)

F101-GE-100/-102 1371 最大直径(mm)

F101-GE-100/-102 1397 长度(mm)

F101-GE-100/-102 4600(含进气锥)质量(kg)

F101-GE-100/-101814

欧洲心脏: EJ200加力涡轮风扇发动机

牌

号 EJ200 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 国际合作

厂

商 欧洲喷气涡轮公司 生产现状 研制中

装机对象 欧洲战斗机EF2000 研制情况

EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗•罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。预计1996年可能交付生产型EJ200。

在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大于0.5MMH**/EFH。采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、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、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗•罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。为EJ200打下技术基础。

除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-

18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机。结构和系统

风扇 3级轴流式。采用三维跨音速宽弦叶片。悬臂支承，无进口导流叶片。第3级为叶盘结构。压比约4.0。

高压压气机 5级轴流式。第1级有可调进口导流叶片并采用叶盘结构。燃烧室 环形。无烟。带蒸发式喷油嘴。高压涡轮 单级轴流式。气冷涡轮叶片采用低密度单晶材料和隔热涂层，涡轮盘材料为粉末冶金材料U720。

低压涡轮 单级轴流式。叶片和轮盘材料分别为单晶和粉末冶金。加力燃烧室 燃烧和混合型。采用多根径向火焰稳定器。尾喷管 全程可调收敛-扩张式。

控制系统 FADEC，具有故障诊断和状态监控能力。滑油系统 零过载或负过载滑油系统。最大加力推力(daN)

9000 中间推力(daN)

6000 加力耗油率(kg/daN/h)1.66～1.73 耗油率(kg/daN/h)

0.74～0.81 推重比

空气流量(kg/s)

75～77 涵道比

0.40 总增压比

26.0 涡轮进口温度(℃)

1477 最大直径(mm)

863 长度(mm)

3556 质量(kg)

900

法国M53与M88涡轮风扇发动机简介

M88系列

牌

号 M88 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 法国

厂

商 国营航空发动机研究制造公司 生产现状 生产

装机对象 M88-1

“阵风”A。

M88-2

“阵风”D(早期型)。

M88-3

“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。

CFM88

行政机和支线飞机。研制情况

M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔

时间100～150h。

M88-1 结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。

M88-2 标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4

M88-3 考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。预计1999～2000年可供使用。

M88-4 拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低压涡轮和加力燃烧室。

M88-2S/M88-3S 分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计本世纪末可供使用。

CFM88 在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座的支线飞机。结构和系统

进气口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。风扇 3级轴流式。

压气机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。燃烧室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。

高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，生产型用N18合金。低压涡轮 单级轴流式。气冷。

加力燃烧室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。

尾喷管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。控制系统 ELECM的双余度FADEC。技术数据

最大加力推力(daN)

M88-1

8318

M88-2

7500

M88-3

8000～9300 中间推力(daN)

M88-2

4871 加力耗油率[kg/(daN•h)]

M88-2

1.80 中间耗油率[kg/(daN•h)]

M88-2

0.898 推重比

M88-2

9.0 空气流量(kg/s)

M88-2

M88-3 72 涵道比

M88-2

0.5

M88-3 0.3 总增压比

M88-1

M88-2

24.5

M88-3 27 涡轮进口温度(℃)

M88-2

1577

M88-3 1577 最大直径(mm)

M88-2

1003 进口直径(mm)

M88-2

696

M88-3

790 长度(mm)

M88-2

3538

M88-3

3618 质量(kg)

M88-2

850

M88-3 985

正在组装的M88

M53系列

牌

号 M53 用

途 军用涡扇发动机 类

型 涡轮风扇发动机 国

家 法国

厂

商 国营航空发动机研究制造公司 生产现状 生产

装机对象 M53-2 “幻影”2000原型机。

M53-5 “幻影”4000原型机。

M53-P2 “幻影”2000。

M53-PX2 “幻影”2000。研制情况

为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。M53服役计划将超过2025年。

M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩短约1米。

M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。

M53-2 早期的原型机。

M53-5 在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。

M53-P2 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985年1月开始生产。

M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。

结构和系统

进气口 环形，带尖进气锥，用热空气防冰。

风扇 3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。

压气机 5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。

燃烧室 环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。涡轮 2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。

加力燃烧室平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。

尾喷管 可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为2850～5550cm2。

控制系统 M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。燃油系统 来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或JP-4。滑油系统 由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。起动系统 燃气涡轮起动机。

点火系统 主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。技术数据

加力推力(daN)

M53-2

8330

M53-5

8820

M53-P2

9500 中间推力(daN)

M53-5

5440

M53-P2

6330 加力耗油率[kg/(daN•h)]

M53-5

2.09

M53-P2

2.12 中间耗油率[kg/(daN•h)]

M53-5

0.887

M53-P2

0.907 推重比

M53-5

6.12

M53-P2

6.56 空气流量(kg/s)

M53-5

M53-P2

涵道比

M53-2，-5

M53-P2

总增压比

M53-P2

涡轮进口温度(℃)

M53-2

M53-5

M53-P2

直径(mm)

长度(mm)

M53-P2

M53-5

质量(kg)

M53-5

M53-P2

0.35 1200 1230 4844 1470 94 0.36 9.8 1260 1055 5070 1478

第三篇：航空发动机发展史

上海交通大学

航空航天学院

姓名：雷桂林

学号：1104139036

航空发动机发展历程及趋势

1、活塞式发动机时期 早期液冷发动机居主导地位

很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。

1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。

以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架时法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的“斯佩德”战斗机。这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。

当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。两次世界大战之间的重要技术发明

在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件；废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能；变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出；内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题；向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。

从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普·惠公司先后发展出单排的“旋风”和“飓风”以及“黄蜂”和“大黄蜂”发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW/daN。到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到 上海交通大学

航空航天学院

姓名：雷桂林

学号：1104139036

600~820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。

在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。其中比较著名的有普·惠公司的双排“双黄蜂”（(R-2800)和四排“巨黄蜂”(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW, 共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km/h。虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。这种发动机在航空史上占有特殊的地位。在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进是飞机之一，但未投入使用。莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司“快帆”314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29“空中堡垒”战略轰炸机。R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg/(kW·h)。1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1“海王星”飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。所以，它在许多战斗机上得到应用。例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。它在1935年11月在“飓风”战斗机上首次飞行时，功率达到708kW；1936年在“喷火”战斗机上飞行时，功率提高到783kW。这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km/h和750km/h。梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51“野马”战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。“野马”战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km/h，飞行高度为15000m。除具有当时最快的速度外，“野马”战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。到战争结束时，“野马”战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。而在远东和太平洋战场上，则是由于装备了气冷发动机的F6F“地狱猫”战斗机的参战，才结束了日本“零”式战斗机的霸主地位。航空史学界把“野马”飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。

在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。

在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW 上海交通大学

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左右，功率重量比从0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。喷气时代的活塞式发动机

在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。

美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km/h左右。一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。对发动机的要求为： 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW·h)； 满足未来的排放要求； 制造和维修成本降低一半。到2000年，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW·h)。

2、燃气涡轮发动机时期

第二个时期从第二次设计大战结束至今。60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下（见表1），涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。涡喷/涡扇发动机

英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。

世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架（包括非战斗损失）。英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗·罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。该发动机当年投入生产后即装备“流星”战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。上海交通大学

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战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。

在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。到70年代初，用于“协和”超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。从此再没有重要的涡喷发动机问世。

涡扇发动机的发展源于第二次世界大战。世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-

10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。

以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的“鬼怪”F-4M/K战斗机和美国的F111（后又用于F-14战斗机）。它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。它们装备目前在一线的第三战斗机，如F-

15、F-

16、F-

18、“狂风”、米格-29和苏-27。目前，推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。它们包括美国的F-22/F119、西欧的EFA2000/EJ200和法国的“阵风”/M88。其中，F-22/F119具有第四代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于2010~2012年投入服役。

自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）涡扇发动机的推力超过35000daN。其中，上海交通大学

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通用电气公司GE90-115B在2003年2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。目前，普·惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。涡桨/涡轴发动机

第一台涡轮螺旋桨发动机为匈牙利于1937年设计、1940年试运转的 Jendrassik Cs-1。该机原计划用于本国Varga RMI-1 X/H型双引擎侦察/轰炸机但该机项目被取消。1942年，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。该机于1944年6月首次运转，经过633小时试车后于1945年9月20日安装在一台格罗斯特“流星”战斗机上，并做了298小时飞行实验。以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。美国在1956年服役的涡桨发动机T56/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。它的功率范围为2580～4414 kW，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-95“熊”式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg/（kW·h）。

最近西欧四国决定为欧洲中型军用运输机A400M研制TP400涡桨发动机。该发动机以法国的M88的核心机为基础，功率为7460kW,计划于2008年定型。

在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇（UDF）GE36曾进行了飞行试验。由于种种原因，只有俄罗斯和乌克兰的安-70/D-27进入工程研制并计划批生产装备部队。但因飞机技术老化、发动机噪声不符合欧洲标准和试验中发生的问题较多，最近俄乌双方作出放弃装备该机的决定。

从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322“超美洲豹”、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66“科曼奇”、PAH-2/HAP/HAC“虎”和卡-52。世 上海交通大学

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界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20 t的货物。以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400 km/h的飞行速度上限，一下子提高到638 km/h。

目前，美国正准备利陆军计划利用高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划第一阶段和第二阶段的成果发展用于UH-60A“黑鹰”/AH-64A“阿帕奇”改进型的动力--共用发动机项目(CEP)。CEP的目标是耗油率减少25~30%，功重比提高60%，采购成本和维护成本最小减少20%，使直升机的航程增加60%或载荷增加70%，同时减少后勤服务和维护的负担。CEP项目的生产型发动机的功率限制在2240kW。

为满足未来运输旋翼机（FTR）的动力需求，2004财年将开始一个利用IHPTET第二阶段和第三阶段技术的发动机验证计划。这种发动机的功率为7460kW，其工程和制造研制（EMD）将于2008到2010财年进行。预计FTR与现在的重型运输直升机相比,可使航程增加三倍，或载荷增加一倍。

航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明： 服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN·h)下降到0.55 kg/(daN·h), 噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。

服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW/daN。

发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用10年左右。综述

总之，60年来航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程（ETOPS）要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km/h的倾转旋翼机。同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基础。

三、展望未来

发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。因此，世界上几个能独立研制先进航空发动机的国家无不将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防关键技术，给予大量的投资，保证发动机 上海交通大学

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相对独立地领先发展，并严格禁止关键技术出口。一些航空发动机后起工业国家也已制订了重大的技术发展计划，试图建立独立研制或参与国际合作研制先进航空发动机的能力。为满足21世纪各种航空器发展的要求，航空发达国家从上世纪80年代末开始实施新的涡轮发动机技术发展计划，其目标是到2005～2008年掌握使发动机能力翻番的技术。所取得的阶段成果已经成功地用于一些在役发动机的改进改型和新型号研制，目前正处于最终目标的验证阶段。鉴于计划的成功实施和发动机对航空发展产生的重要作用，有的国家已经拟订了进一步的发动机技术发展计划。新计划在继续提高能力的同时更强调降低成本，其目标是从2006年到2015年使以发动机能力（推重比/耗油率）与全寿命期成本之比来度量的经济承受性提高到10倍。在高超声速推进方面，重点发展超声速燃烧冲压发动机和脉冲爆震波发动机，近期目标是实现M 4～8的导弹推进系统，远期目标是发展供高超声速有人驾驶飞机、跨大气层飞行器和低成本可重复使用的天地间往返运输系统的组合动力系统。其他一些新概念发动机和新能源发动机也在探索之中,如以微机电技术为基础的微型无人机用超微型涡轮发动机和多电发动机,以及液氢燃料、燃料电池、太阳能和微波能等新能源动力。

1、综合高性能涡轮发动机技术计划 1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。

在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。这里着重介绍美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。计划总投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施，并已进入核心机的验证机试验阶段。下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。

●第一阶段 军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。在它上面验证的主要新技术有：小展弦比后掠风扇、Alloy C阻燃钛合金压气机材料、双合金 上海交通大学

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压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、“超冷”涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管（SCFN，原定的第二阶段目标）。

●第二阶段 军方选通用电气公司/艾利逊预研公司联合组为主承包商，普拉特·惠特尼公司为备选承包商，以确保一家承包商失败时，技术仍能得到发展。艾利逊预研公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IHPTET计划第二阶段目标的XTC16/1A 和XTC16/1B核心机，提前4年达到第二阶段核心机目标。在这两台核心机上验证的新技术主要有：压气机整体叶环结构、Lamilloy“铸冷”涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800°C的γ钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。

通用电气公司/艾利逊预研公司联合组在1995～1996年试验了一种合作的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。于1998年开始试验在XTC76/2核心机的基础上组成的变循环验证机，该验证机上采用的新技术还有：先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。

普·惠公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型，XTE-66，属于第二阶段技术验证机，其推重比将比F119提高50%，达15~16。IHPTET计划第二阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129的带加力单位推力，它与F100-229相比有以下改进：转子级数减少5~6级；长度缩短40%；推重比从8提高到16；

典型任务油耗下降1/3；成本降低20%~30%；改进隐身能力。

●第三阶段 第三阶段已经通过了应用基础研究和部件研究阶段，在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果，在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有：带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管（可分别降低重量和成本60%和25%）、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。

IHPTET计划实施以来，其成果已应用到许多军民用发动机的新型号研制和现有型号的改进改型上。在民用发动机方面有GE90、PW4084、CFM56-

7、AE3007和FJ44, 在军用发动机方面有F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110。

2、通用、经济可承受的先进涡轮发动机计划

由于IHPTET计划在取得空中优势和商业竞争优势中的重要作用和已经取得的巨大成功，美国准备从2006年开始实施IHPTET计划的后继计划--VAATE计划，其指导思想是在提高性能的同时，更加强调降低成本。VAATE的总目标是，在2017年达到的技术水平使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分两个阶段进行。第一阶段到2010年，使经济可承受性提高到6倍；第二阶段到2017年使经济可承受性提高到10倍。上海交通大学

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推进系统的经济可承受性的定义为能力与寿命期成本之比，其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。

VAATE计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机，而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。与IHPTET计划一样，VAATE计划仍由国防部主持，NASA、能源部和六家发动机制造商参与。其投资水平也与IHPTET计划相当，每年3亿多美元，由政府和发动机制造商均摊。VAATE计划将通过三个重点研究领域的相互配合来实?

第四篇：航空发动机高温合金材料

高温合金材料

高温合金又叫热强合金、超级合金。按基体组织材料可分为三类：铁基、镍基和钴基。按生产方式可分为铸造高温合金、变形高温合金和粉末高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。一般用于航空发动机耐高温材料的制造，特别是喷气发动机最后两级压气机和最初两级涡轮叶片、燃烧室、加力燃烧室、涡轮盘、涡轮叶片及紧固件的制造。是重要战略物资，各航空大国都在极其保密的条件下研制。

按生产方式可分为变形高温合金与铸造高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。铸造高温合金：

铸造高温合金及制品主要以航空、航天发动机，地面燃机等动力机械为服务对象其发展主要以动力机械需求为牵引。铸造高温合金及制品对原材料要求高制备工艺复杂产品质量控制严格，行业准入门槛高。国内外具有研制和生产铸造高温合金能力的企业数量有限。近年来国内外铸造高温合金发展趋势主要表现为：

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1、在等轴晶方面不再投入大量的人力和物力进行新合金的研制而是通过工艺水平的提高挖掘合金的潜能提高等轴晶铸件的使用性能因而高性能等轴晶的发展是一个重要的方向。

2、目前各种先进铸件制造技术和设备在不断开发和形成如细晶工艺、热控凝固、真空离心铸造技术等许多大型复杂结构高温合金铸件制造成功并付诸应用特别是越来越呈现出材料和工艺互相影响和促进的趋势。发达国家在铸造高温合金材料上将集中于少数极端工作条件的关键需求上如适用于超高温、大应力、富氧或腐蚀环境等。同时继续开发新技术并提高现有技术的控制水平从而提高各种高温合金铸件产品的质量一致性和可靠性。

3、定向、单晶高温合金研究方兴未艾新型合金不断涌现定向凝固合金已出现三代单晶合金发展到5代材料本体承温能力达到1200℃基本达到此类材料的极限。

由于高温合金的难变形特性以及我国尚无大型挤压机和先进的大型热模锻、等温锻造等设备, 使我国高温合金材料的热加工面临很大的困难。虽然冶金学家致力于合金化提高合金的耐高温性能但收效甚微。

因此，进一步提高合金性能与对高温合金材料开发的工作道路仍是曲折而漫长的。

第五篇：《骆驼祥子》总资料

《骆驼祥子》名著导读

总体框架：

祥子的三起三落

一起：来到北平当人力车夫，苦干三年，凑足一百块钱，买了辆新车。

一落：连人带车被宪兵抓去当壮丁。理想第一次破灭。

二起：卖骆驼，拼命拉车，省吃俭用攒钱准备买新车。

二落：干包月时，祥子辛苦攒的钱也被孙侦探搜去，第二次希望破灭。

三起：虎妞以低价给祥子买了邻居二强子的车，祥子又有车了。

三落：为了置办虎妞的丧事，祥子又卖掉了车。

祥子的命运三部曲是“精进向上——不甘失败——自甘堕落”。

作品主题：主要讲述的是旧北京人力车夫的辛酸故事。本文痛斥了压迫人民的无德之人，揭露了黑暗的旧社会对淳朴善良的劳动者所进行的剥削、压迫，控诉了旧社会活生生把人“变”成鬼的罪恶，表达了作者对劳动人民的深切同情，批判了自私狭隘的个人主义，也揭示个人奋斗不是劳动人民摆脱贫困改变境遇的主题。更体现了人是随环境变换而改变的动物，可谓是最不堪一击的。人性的丑恶在此暴露无遗。老舍无情的批判了这个社会——它不让好人有出路。

《骆驼祥子》每章概括

第一章：祥子生长在乡间，失去了父母和几亩薄田，十八岁时进城来拉车。经过不懈的艰苦努力，他买到了自己的一辆新车，成了北平城一流的洋车夫。

第二章：祥子买上新车才半年，北平街上就流传爆发战争的消息，一天祥子怀着侥幸心理贪图高车费往清华拉客人，结果被军阀队伍抓去当差，车也被抢走。

第三章：祥子连夜带了逃兵丢下的三匹骆驼逃命，天亮的时候来到一个村庄，他把三匹骆驼卖给一位养骆驼的老人，得到三十五元钱。

第四章：祥子病倒在海甸一家小店里，迷迷糊糊地过了三天。这三天里，他与三匹骆驼的关系由梦话或胡话中被人家听了去，从此他便有了“骆驼祥子”的绰号。他强打精神，回到人和车厂。人和车厂老板刘四爷，有个女儿叫虎妞。祥子将卖骆驼所得除掉路上花费剩余的三十元寄存在刘四爷那里，希望继续积攒，再买一辆属于自己的车。

第五章：祥子仍然省吃俭用，但他的思想和为人发生了明显的变化。他在杨家拉上“包月”只四天就被折磨得不得不辞掉了。第六章：离开杨家回到人和车厂，虎妞请祥子喝酒。酒后，在迷迷糊糊中祥子被虎妞骗上了床。事后，祥子心里万分矛盾，对虎妞既愤恨又想念，同时还夹杂着害怕。

第七章：祥子到曹家拉包月，曹先生一家对他很好，很尊重他。一天夜里，祥子拉曹先生回家，不小心撞到石头上，他和曹先生都摔伤了，祥子很难受，但曹先生丝毫也没有责备他。

第八章：同在曹家帮佣的高妈劝祥子把钱拿去放高利贷或者存进银行来生利息，祥子都不敢；高妈劝祥子起会，他也不敢。年关将到，祥子打算买点礼物去探望刘四爷并要回寄存在那里的钱，这时虎妞却找上门来。

第九章：虎妞把祥子寄存在刘四爷那儿的钱拿来还他，并跟他说她怀孕了，要求他娶她。她还为祥子设计了一条讨好刘四爷骗取刘四爷同意他们婚事的计策。祥子心乱如麻，借酒浇愁。

第十章：祥子在小茶馆里等曹先生，一个五十多岁的老车夫因为又冷又饿晕倒在茶馆门口，祥子买来十个包子请老车夫和他的孙子小马儿吃。老车夫的遭遇给祥子以沉重的打击，他发现即使有了一辆属于自己的车，到老来也是很可怕的。

第十一章：祥子拉曹先生回家的途中发现被人跟踪了，曹先生让他改走左先生家，然后要他到曹家报信。他才回到曹家，就被孙侦探抓住了，孙侦探威逼利诱，最后祥子把闷葫芦罐里的所有积蓄都给了孙侦探来“保命”。

第十二章：祥子逃离曹家，走投无路。重新回到曹家，遇着高妈。高妈要祥子留下来看家，自己去左家投靠曹先生。祥子担心在曹家不安全，就翻墙到隔壁的王家找车夫老程。在老程的屋里辗转反侧一夜未眠。曹先生是个进步正直的知识分子。他的学生阮明整天忙于社会活动，功课不及格，却要求曹先生让他及格，曹先生没有答应，阮明便到党部诬告曹先生是“乱党”。

第十三章：天亮了，祥子无处可去，只好又回到人和车厂。见他回来，虎妞很高兴。刘四爷正准备庆寿，就叫祥子帮忙。虎妞偷偷给祥子两块钱，让他去买一份寿桃，还要他勤快一点给四爷好印象。

第十四章：刘四爷庆寿那天，吃早饭时，车夫们把对刘四爷的不满都发泄到祥子身上，祥子气得差点和他们打起来。看到祝寿的人携妻带子，刘四爷感到自己的孤单，心情变得很郁闷。他看到虎妞对祥子的亲热劲儿，火上心头。当着众人的面，父女俩吵得不可开交，虎妞索性公开了她和祥子的关系。刘四爷把祥子也臭骂了一顿。

第十五章：虎妞让冯先生把祥子带到天顺煤厂去，她在毛家湾一个大杂院里租到两间小北房，准备了结婚的一切物事，定了喜日，给钱让祥子去买了新衣，他们俩就这样结合了。新婚之夜，祥子才知道原来虎妞的怀孕是假，是专为骗他的。祥子气愤难当，第二天，他真想一走了之，可是走到哪里去呢？最后，他还是回到了虎妞那里。他希望虎妞拿钱给他买车，而虎妞却不要他继续拉车，她让他去向刘四爷陪罪，希望重新回到刘家。

第十六章：虎妞和祥子租住的大杂院里住的都是穷苦人，虎妞喜欢在他们面前显摆自己的富有。元宵节过后，祥子再也忍受不了清闲的日子了，他不声不响地拉起了车，而且决心不论虎妞怎么反对 他都要拉车。虎妞想回到人和车厂，又担心刘四爷不接受。祥子偷偷到人和车厂附近观察，发现车厂的招牌换了。

第十七章：祥子打听明白，刘四爷把人和车厂卖了，带着钱外出看世界了。虎妞依靠父亲的希望落空了，无奈之下只好拿钱买车给祥子拉。同一杂院的二强子卖了女儿小福子，买了车；不久打死老婆，为给老婆埋葬，把车卖给了虎妞。小福子被军官买走当小老婆不到一年，军官不声不响地走了，把她给丢下；她只好又回到家中，她和虎妞成了好朋友；小福子的父亲逼她卖淫，虎妞主动把房子租借给她用，从中获利。

第十八章：二强子看着女儿卖淫，心情矛盾痛苦。虎妞真的怀孕了。六月十五那天，先是烈日当空，晒得人喘不过气来；午后狂风大作，暴雨倾盆。在这冰火两重天里，祥子都拉着车，他终于病倒了。

第十九章：祥子病了一个月，还没完全康复就拉上了车，没几天，他又病了，一病又是一个月。祥子生病期间，小福子来和他说说话，虎妞醋劲大发，有意破坏小福子的“生意”，小福子忍受屈辱拉着弟弟来向她赔罪，两人重归于好。为了维持生计，祥子拼命拉车挣钱；虎妞怀孕之后，不运动又贪嘴。最后因难产而死。

第二十章：祥子卖了车，埋葬了虎妞。正当小福子向他表示愿意和他结合时，二强子却突然出现，无耻地责骂女儿，祥子和他打起来。祥子发现，要是和小福子在一起，就必须养活她和两个弟弟以及她的酒鬼父亲。祥子卖掉一些杂物，收拾了东西离开了那个大杂院到一家车厂去了。祥子不只吸烟，有时也赌博、喝酒，“以前他所看不上眼的事，现在他都觉得有些意思”。他也不再想买车了，他不再像以前那样不合群，而是设法向大家表示他很合群。后来，他拉上一个夏先生的包月

第二十一章：到了秋天，祥子禁不住诱惑，竟与夏太太发生了关系，而且得了病。他离了夏家，回到车厂。他虽然有时也还想要强，还想买车，也想念小福子，但这样的念头只是一闪即逝的。他变得懒惰了，学会了打架。一天晚上，他意外地拉上了刘四爷，刘四爷问虎妞的下落，他答了“死了”就扬长而去。

第二十二章：自从在胡同里恶言恶语地顶撞了刘四爷，祥子感到万分痛快。他决心与过去告别，他身上重新有了活力，有了生机。他找到曹先生家，请曹先生给他指点出路。曹先生让他再到他家来拉包月，并答应让小福子也在他家吃住。祥子立即赶到那个大杂院找小福子，却不见了小福子的踪影。祥子上街到处找，找了整整一天，杳无音讯。晚上，他回到车厂，烟酒又成了他的朋友。

第二十三章：祥子在街上失魂落魄地走，遇见了小马儿的祖父，老头子告诉他，小马儿病死了，他的车也卖掉了，现在就靠卖茶水等度日。他还建议祥子到“白房子”去找小福子。祥子找到“白房子”，得知小福子因为无法忍受屈辱已经上吊自杀，他的精神彻底崩溃了。他开始吃、喝、嫖、赌、讹诈，以干坏事为乐趣。第二十四章：阮明想利用祥子，不料却被祥子以六十元出卖而丢了性命。祥子已经不能拉车，他靠给人送殡来度着残余的时日。“体面的，要强的，好梦想的，利己的，个人的，健壮的，伟大的，祥子”堕落成为“自私的，不幸的，社会病胎里的产儿，个人主义的末路鬼”。

人物形象概括

祥子——祥子来自农村，他老实，健壮，坚忍，如同骆驼一般。他自尊好强，吃苦耐劳，凭自己的力气挣饭吃。但最后，经历了三起三落，祥子已经失去了生活的信心。他已经变成了麻木，潦倒，狡猾，好占便宜，吃喝嫖赌，自暴自弃的行尸走肉。一个曾经是那么要强的头等车夫，最后却还是没有挣扎出悲惨的命运。祥子是旧社会贫苦劳动人民的缩影，他反映了旧社会劳动人民生活苦难与无奈。一个曾经是那么要强的头等车夫，最后却还是没有挣扎出悲惨的命运。为了买车，他从生活中扣出每一点钱，他舍下面子和下等车夫抢座，没命的拉车，甚至连一口好茶也不愿喝,事情却常常不如人愿，所有的意外都与愿望悖道相驰。后来自我堕落的他学会了所有的恶习，学会了和巡警找别扭，学会了保养自己，成了一个混日子的车夫。

虎妞——泼辣而有心计的中年妇女，生就一副男儿性格，很会打理事物，将人和车厂管理的井井有条。颇有心计的她安排好了一场骗局，却没料到早早的被父亲——刘四爷——拆穿，但她还是骗取祥子和她结了婚，但却没料到父亲会狠心抛下她不管，卖了厂子到外地去了。最终由于她的好吃懒做引起难产而死去了，她的一切结局都是又她自己一手造成的，算来算去结果把自己的命也算了进去。道高一尺，魔高一丈，像虎妞那样搭进了一条命还得不到个好名声，人死了也没人同情，看来还是老老实实的做人好。

虎妞在小说中兼有双重身份：车厂主刘四的女儿，人力车夫祥子的妻子。

1、这似乎是矛盾的两面兼于一身，使虎妞的性格呈现出二重性：一方面，她沾染了剥削阶级家庭传给她的好逸恶劳，善玩心计和市侩习气，她缺乏教养，粗俗刁泼；另一方面，她被父亲出于私心而延宕了青春，心中颇有结怨。她对爱情与幸福的追求长期被压抑，身受封建剥削家庭的损害，心理也因之变态，虎妞是刘四爷的另一种压迫对象和牺牲品。在她和祥子的婚姻问题上，她并不是真的甘心做一辈子车夫的老婆，而是在很大程度上企图把祥子也拉上她生活理想的轨道。当然，虎妞对于祥子，也不能说是没有一些感情。祥子也得到她的关心——一种虎妞式的、近乎粗野的“疼爱”；而更多的，是她那种畸形的、祥子所接受不了的性的纠缠与索取，这是完全从她自身的需要出发，甚至也可以说，就是对祥子心灵和肉体两方面的摧残，她害了祥子。不合理的社会和剥削家庭造成了她的不幸，而她介入祥子的生活，又造成了祥子身心崩溃的悲剧结局。虎妞是祥子向上进取的阻力和障碍，是导致祥子走向堕落的外在原因之一。

刘四爷——旧社会的袍哥人物，改良办起了车厂，为人耿直，性格刚强，从不肯在外场失面子。这辈子最大的遗憾是没有一个儿子来接自己的班，女儿虽能干但毕竟是女儿。由于女儿中年了还未出嫁，觉着对不起她，平日里也挺让着她，但却不愿自己辛辛苦苦挣得的家产遂着女儿一起给了别人。于是断绝了与女儿的关系，最后连女儿的坟也不知道在哪儿。封建的思想使他忘记了亲情，当他醒悟过来是已为时过晚，相信当祥子将他赶下车，一个人久久的立在那儿的时候，他真正感到了孤独，真正感到了自己除了钱以外什么也没有了，甚至连女儿的坟也不能看上一眼。

曹先生——一个平凡的教书人，爱好传统美术，因为信奉社会主义，所以待人宽和，被祥子认为是“圣人” 旧社会的小知识分子，有点钱。有时候教点书，有时候也做别的事，一个中等人物，自居为“社会主义者”，同时也是个唯美主义者。在政治上、艺术上并没有高深的见解，不过能把所信仰的那一点体现在生活小事中，他希望自己能成为一个真正的革命战士又知道自己没有这个能力。他对于祥子这样的下层劳动人民表现出一定的关心和同情，能以自己所能解决他人一时之困。可以说他是一个较为正直和进步的知识分子，但是他的思想受到时代局限，这也就使他并没有成为真正的战士。

高妈——曹先生的老妈子，为人热情，曾三番五次劝祥子去放高利贷，但都因祥子的固执而失败了。高妈是当时这个社会的投机主义者，精明透顶，很会精打细算，或许在当时这个社会里，只有熬成像高妈这样的人精，才能在各处左右逢源。心地善良、为人要强的老妈子，乐意帮助别人，经历了不幸，学会了在旧社会最底层生活的方法。有自己的想法，常常开导祥子，是一个祥子很佩服的人。

小马儿的祖父——一个一辈子要强，最后却连自己的小孙子也救不了的车夫。

小福子——一个善良的、可悲的人物，是祥子喜欢的人，但留给我们的只有深深的同情和无限的思考。祥子与虎妞结婚后住在了一间四合院，四合院里住着各种各样的人，其中就有二强一家。二强一家共有五人，为二强夫妇、女儿——小福子及两个儿子。二强把小福子二百块钱卖给了一个军官，而在小福子不在家期间，二强因喝多失手将二强嫂打死。而为了办丧事，便把车便宜卖给了虎妞和祥子。过了一阵子小福子回来了，迫于生计，只好靠当妓女维持一家人的生活。其实祥子在虎妞死后便喜欢上了小福子，可是当祥子回到曹先生处找到了一份稳定的工作时，小福子已经上吊自杀了。

孙排长/侦探——在祥子第一次买上车后，因一次冒险拉活，被大兵们逮捕，不但丢了车，还得天天伺候这些当兵的，这些个兵的头头就是孙排长，这时孙排长还并未露面。祥子第二次遇到孙排长的时候是在曹先生被搜查的时候，此时孙排长已经成为了孙侦探，可成为侦探的他依然摆了祥子一道，从祥子这把他所有的积蓄全都搜刮走了。祥子最后的堕落是因为梦想的破灭，原因有很多，可这个姓孙的就直接的两次使祥子的梦想破灭，不可谓不是罪魁祸首之一

二强子——一个自暴自弃的车夫，把自己女儿卖了买了车，又风光了一阵，等钱用完了就喝了酒在家发脾气，结果将自己的妻子打死了，卖了车办完事，又开始拉车，天天喝的烂醉，家里的两个 孩子也不管。女儿回来后，还逼着女儿卖身养活一家人，时常回家找女儿要钱，要了钱又去喝的烂醉。二强子的行为是令人气愤的，但是生活的压迫使他喘不过气，只有用酒精麻醉自己，每当他清醒时又觉得对不住女儿和两个二子，可是没本事的他只有靠拉车维持生活，而他又没有祥子的要强，身体也不够硬朗了，这使他更加自暴自弃，干脆沦为了一个不折不扣的败类。

人物性格变化

祥子：（起初）老实、坚韧、自尊好强、吃苦耐劳；（最后）麻木、潦倒、狡猾、好占便宜、自甘堕落。

虎妞：心计重，具有双重性，一方面有着自己追求幸福的愿望，对祥子有真诚的一面，另一方面剥削者的意识已经渗透到她的灵魂之中，她想控制祥子，是家庭的占有者、支配者。

写法特色

① 通过祥子的变化，无情地批判了这个黑暗的社会；

② 小说为我们展示了一幅怵目惊心的、具有浓郁的老北京风情的人物画与世态图； ③ 善于调动各种手法塑造人物形象，具有强烈的艺术感染力；

④创造性地运用北京市民的口语，使通俗朴素的语言文字变得生动新鲜、活泼有力，充满了民族风格和地方特色。