第一篇：国外典型的军用航空发动机技术发展计划
国外典型的军用航空发动机技术发展计划
航空发动机的发展技术难度大、周期长、费用高、风险大，市场竞争非常激烈，目前国外能独立研制先进军用航空发动机的国家只有美国、英国、法国和俄罗斯等少数几个国家。这些国家长期以来始终高度重视航空发动机技术的研究和发展，投入大量资金，通过连续不断地实施先进航空发动机技术的研究与验证计划，为其占据当今世界航空发动机领域的领先地位奠定了坚实的基础。美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划、欧洲先进核心军用发动机（ACME）计划和美国多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划是国外军用航空发动机技术计划的典型代表。综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划
IHPTET计划是美国从1987年开始实施的一项范围广泛的国家级航空发动机技术发展与验证计划，目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即发动机的推重比（功重比）增加100%~120%，耗油率下降30%~40%，生产和维护成本降低35%~60%。参与该计划的包括美国国防预研局（DARPA）、陆军、海军、空军、NASA和七家航空发动机公司。
IHPTET计划发展的技术包括涡喷/涡扇发动机、涡桨/涡轴发动机和短寿命的发动机，该计划分个三阶段（见表1）进行，总经费投入为50亿美元，每年平均3亿多美元。
IHPTET计划第一阶段验证的技术包括小展弦比后掠风扇、阻燃钛合金压气机材料、双合金压气机盘、刷式密封、陶瓷复合材料的燃烧室火焰筒浮壁、“超冷”涡轮叶片和球形收敛调节片尾喷管（SCFN）。第二阶段验证的技术包括压气机整体叶环结构、“铸冷”涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐700℃~800℃的γ钛铝合金、周向分级燃烧室、陶瓷轴承。第三阶段验证的技术包括分隔式叶片风扇、高压比压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、驻涡火焰稳定燃烧室、燃烧室主动温度控制、陶瓷基复合材料火焰筒、碳-碳复合材料涡轮、陶瓷材料涡轮、磁浮轴承、气膜轴承、骨架式结构、内装式整体起动发电机、模型基分布式控制系统、非稳态计算流体力学（CFD）仿真技术和射流控制矢量喷管等。
目前，该计划已经顺利结束并获得了很大成功（见表2），该计划所发展的技术很多已经用于现有军民用发动机的改进改型和新型号发展中，使现有航空推进系统的性能达到了更高水平。军用发动机F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110应用了该计划验证的宽弦风扇整体叶盘、多斜孔冷却燃烧室、刷式密封、高功量“超冷”高温涡轮、整体旋流加力燃烧室、二元和轴对称推力矢量喷管以及带光纤部件的先进的全权限数字式发动机控制系统（FADEC）技术。民用发动机GE90、PW4084、CFM56-
7、AE3007和FJ44采用了该计划验证的双头部燃烧室、浮壁燃烧室、气膜冷却火焰筒、“铸冷”单晶涡轮叶片、复合材料风扇叶片、隔热涂层、先进的FADEC、空心弯掠风扇叶片、可磨蚀涡轮叶尖和无螺栓固定等技术。多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划
为保持在21世纪的领先优势，美国从1999年开始实施IHPTET的后继计划--多用途、经济可承受的先进涡轮发动机（VAATE）计划，目标是为未来轰炸机、无人作战飞机、先进隐身作战飞机、先进运输机、低成本空间飞行器和垂直/短距起降（V/STOL）飞机提供多种收益，包括增加航程，减小保障规模，提高战备完好率，降低噪声、排放和可探测性（隐身），以及提供高速续航力。技术目标是到2017年验证使发动机的能力/成本比是F119的十倍的技术。
VAATE计划的参研单位包括美国陆军、空军、海军、DARPA、NASA和六家飞机发动机公司（通用电气、霍尼韦尔、普惠、罗罗、威廉斯和特里达因大陆发动机公司），三家飞机机体制造商（波音公司、洛克希德·马丁公司和诺斯罗普·格鲁门公司）也参与了该计划，另外该计划还新增了国防部办公室（OSD）和能源部（DOE）。
与IHPTET计划一样，VAATE计划的目的是集中政府和工业部门在涡轮发动机技术领域的研究和发展资源来达到一个共同的目标。VAATE计划同样有相对稳定的投资，并规定了新技术发展和验证的时间进度。但是，IHPTET计划的重点在于发动机本身的能力，而VAATE计划的重点在于整个飞行器推进系统的性能，包括进气道、排气系统、第二动力系统和燃油系统，以及它们与飞机机体的一体化，并且将经济可承受性作为一个重要指标。与IHPTET计划一样，VAATE计划也是一项分三阶段实施的国家级涡轮发动机技术发展计划。
VAATE计划将发展从小型一次性使用的涡喷发动机、直升机用涡轴发动机到大型涡扇发动机等一系列的验证机。预计，VAATE计划所需经费与IHPTET计划相当，年均大约3亿美元。
VAATE计划发展的技术包括综合的热管理系统、流量可控的先进进气道、多用途大流量压气机、紧凑高效的低污染燃烧室、综合的健康管理系统、模型基非线性适应性控制系统、轻重量抗畸变风扇、长效全寿命涡轮、先进的燃油添加剂/热稳定高热沉燃料、一体化的涡轮后框架和加力燃烧室、耐久的推力矢量排气系统等。目前，VAATE计划正在下述六种“改变游戏规则”的发动机验证平台上验证这些技术：
（1）高效小尺寸推进（ESSP）：可使未来长航时无人机和巡航导弹的燃油效率提高35%~40%，同时减少生产成本。
（2）小型重油发动机（SHFE）：使未来无人飞机和有人飞机的航程、载荷和耐久性更好，该计划是由美国陆军领导的，在用于直升机和无人机的520kW涡轴发动机上验证燃油消耗和成本减少的技术。
（3）高速涡轮发动机验证机（HiSTED）：将为多种武器发射平台提供范围宽广的、低成本的、速度M4以上的推进能力。使到达目标的时间减少80%，可灵活地执行超声速巡航/亚声速待机任务。
（4）结构紧凑的高效直接升力发动机（CEEDLE）：可满足未来大型运输机对远程、高亚声速巡航和短距起飞（垂直）降落能力的要求。该发动机可省去目前升力风扇发动机的轴和离合器等部件，使任务半径增加2~4倍。
（5）高效嵌入式涡轮发动机（HEETE）：将发展一种推力为8900~15575daN的在飞机上嵌入安装的发动机，可满足中高空情报、监视和侦察平台的需求，使燃油效率提高25%、发动机推重比提高60%、待机时间增加2倍，功率提取达到400kW。将研究空气密封技术、主动间隙控制技术、对冷却空气进行冷却的结构紧凑的轻重量热交换器等。
（6）自适应循环发动机（ACE）：可根据多种飞行条件选择自己的特性，在高速和低速飞行都具有最佳的性能，将满足远程轰炸机的动力需求，这种飞机可不加力以M2.4的速度飞越很长距离，迅速到达目标，然后转变为节省燃油的待机模式工作，持续飞行数小时。先进核心军用发动机（ACME）/军用发动机技术（AMET）计划
先进核心军用发动机（ACME）计划始于20世纪70年代，是英国一个长期的军用航空发动机技术综合验证计划，计划发起方为英国国防部、皇家飞机设计院和国家燃气涡轮研究院，主要资助方为英国国防部和罗罗公司，其次还有德国的MTU公司和意大利的FIAT公司。迄今为止，ACME计划是英国和欧洲投资最多、规模最大的一个军用发动机技术发展计划。
ACME计划的总目标是提供未来先进战斗机发动机所需技术，尽管该计划的目标并不是研制一种发动机，但有如下技术目标：推力达到8896~11120daN，推重比达到10和12，总压气机级数减少到6~7级，总增压比达到24左右。ACME计划主要发展推力矢量系统、双转子和三转子加力涡扇发动机技术。该计划发展的内容包括新的陶瓷材料、合金材料和冷却技术的研究，以及三维流分析和建模。
该计划共分两个阶段，1982年~1993年为第一阶段，在此期间，ACME计划的大部分工作已经完成，所发展的技术已实际应用于RB199、“鹞”Ⅱ及AV-8B垂直/短距起降飞机用“飞马”发动机和欧洲战斗机“台风”用EJ200发动机的发展。最近，罗罗公司又将ACME技术转移到其先进的民用核心机验证机计划中，并且这些技术也有可能用于罗·罗公司目前正在进行的RB411发动机的设计。今后，ACME技术还可能用于F110、RB419、罗罗公司的大涵道比风扇发动机、罗罗公司的前后串列风扇项目、远距加力升力系统、远距非加力升力系统以及先进军用发动机技术(AMET)计划。
ACME计划第二阶段正在进行中，目标是发动机的重量降低50%，推重比达到20，耗油率降低30%，制造成本降低30%，寿命期成本降低25%。这一阶段的验证机将于2011年前首次试车。
AMET计划是一项英法双边合作计划，该计划全面吸收了ACME计划所取得的成果。该计划从1995年开始实施，目标是研制一种推重比15的发动机，最后达到推重比18的目标。目前，两公司正在研究将金属基复合材料用于高推重比发动机的高压压气机上，另外，也在研究改进的镍基单晶材料、发展更先进的叶片涂层和改进冷却使高压涡轮进口温度可达到1827℃（2100K）。
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：航空发动机典型零件加工技术及装备探讨
航空发动机典型零件加工技术及装备探讨
【摘 要】近几年国家科技的进步，航空制造业已成为衡量国家发达水平的重要因素之一。航空发动机是飞行器的核心部件，航空发动机材料与制造技术向着高温化、复合化、轻量化、整体化、高效率、低成本的方向发展。因此发动机典型零部件的加工技?g与刀具应用对航空业的发展起着重要的作用。由于航空零件多为难加工材料，精密程度较高，零件形状结构较为复杂，零件的切除率大，对于生产工艺提出了较高要求。从技术实现角度出发，对航空发动机典型零件进行加工，技术人员应该坚持严谨的工作态度，使用配套的装备解决材料难加工的问题。
【关键词】 航空发动机 零件 数控加工技术
一、航空发动机典型零件加工装备需求
1、航空发动机典型零件加工对数控设备的需求
航空制造业对零件加工精度和效率日益提高的需求不断推动机床技术的发展，是机床产品创新的源动力。高速高精度加工中心、复合加工和多轴联动数控机床的出现都与客户需求密切相关。机床的发展方向如下：（1）自动化程度高，即要求设备具有数字化和前沿性的特征，软件功能强大，自动化程度高。（2）高度集成性，附加设备少，设备高度集成，能够实现工艺复合。（3）柔性化，设备通用程度高，生产适用性强。（4）高精度、高效率、智能化，设备需具备精度高，技术成熟度高等特点。（5）高稳定性，精度保持时间长，故障率低。
2、航空发动机典型零件刀具技术需求
先进的航空产品要求航空零件具有更优异的性能、更低的成本和更高的环保性，而加工工艺要求具有更快的加工速度、更高的可靠性、高重复精度和可再现性。航空钛合金、高温合金零件难切削的工件材料，复杂而薄壁的形状，高精度的尺寸和表面粗糙度要求，同时大的金属去除量等特点，对切削刀具的高效、精密、安全性等提出更高的要求。刀具作为切削加工的主体之一，在解决航空材料的加工难题中起着至关重要的作用。传统刀具已不能满足现代先进高效加工的要求，刀具行业进入了“高精度、高效率、高可靠性和专用化”的现代刀具生产新格局。刀具质量稳定，刀具精度高，可转位数控刀片各批次产品尺寸精度分散性能控制在一定范围内，成形刀具精度应能完全满足加工部位要求。能针对涡轮机匣、风扇机匣、涡轮盘、风扇盘、长轴、叶片、叶轮等典型零部件，提供完整的刀具配套和解决方案。
二、航空发动机典型零件加工技术探讨
1、发动机零件材料控制和CAD模型加工方案分析
在航空发动机典型零件加工活动中，技术人员可以使用金属制作成复合材料的零件。在零件的切削加工中应该加入性能独特的原材料，添加钨和钼能够降低零件切削加工处理的难度。在发动机零件的切削加工中添加钨能够提高材料的高温强度和常温强度，添加钼能够显著提升材料的强度和韧性，提升发动机零件的使用效果。但是，在发动机典型零件加工中添加合金元素时，技术人员应该重视材料导热系数明显下降的问题。在制定零件加工方案的过程中，技术人员应该认真分析零件的抗拉强度和冲击韧度问题，选择合适的材料进行加工处理。发动机曲轴一般使用QT700材料及虚拟性加工，缸盖选用ZL101（ZALSI7Mg）材料进行加工。在零件处理过程中，可以采用零件图形的数字处理方法，在三维立体模式中对零件加工的细节进行优化。根据加工设计的标准确定零件处理的工步和进给路线，选择合适的机床类型开始对零件进行加工。使用CAD模型处理方法，对发动机零件设计和加工方案进行数字化处理。建立单个典型精密零件的CAD模型特征信息表，包括制造资源库的容量信息、该典型零件加工的工艺技术规范和工艺特征，针对零件的几何特征信息进行加工特征的读取，从而确定合适的切削参数。
2、核心零部件建工与刀具装备的选择分析
发动机缸盖的主要加工内容为进气门座圈/导管切削和上平面螺纹攻丝加工，技术人员应该选择合适的刀具材料装备。在加工技术应用中，技术人员应该合理控制每齿进给量和每转进给量，根据切削零件的进给量选择合适的切削速度。在主轴转速控制中，技?g人员还应该考虑到加工余量和耐用度的问题，提升典型零件的抗弯强度和断裂韧度。航空发动机的凸轮轴是一种重要零件，它一般使用HT250型号的材料进行加工，其抗拉强度为250MIN/MPa，它的硬度和抗拉强度承受力都比较低，在高温和高压的状态下很容易发生变形，其硬度为170～241HBS之间，航空发动机凸轮轴的材料力学性能有严格标准，其伸长率不能小于0.5%，冲击韧度不小于10～110kJ/?O，导热系数不小于0.580W/cm-k。除了发动机的凸轮轴之外，航空发动机的典型零件还有曲轴、缸体、缸盖和连杆等零件。典型零件加工的技术重点是要选择合适的刀具材料装备，适合加工曲轴的刀具材料为PCD/CBN等，而适合加工缸体和缸盖的装备材料为高速钢等。
3、零件涂装技术控制与质量检查细节介绍
根据零件的尺寸选择合适的精铣端面槽，使用精密镗床加工出镗精密孔，并且对发动机典型零件的孔径进行检查。技术人员可以采用三坐标测量机等精密仪器，对零件的尺寸加工进行检查。使用在线测量的方式，及时地发现零件加工中存在的问题，将加工半成品的零件运送到车铣复合加工中心进行处理。半成品的航空发动机零件通常需要加装土层，根据不同零件的应用特点，选择不同的涂层进行加工。TiN类的发动机零件为金黄色，它的硬度最低，为1800～2300HV之间，此种典型零件符合低速下的通用涂装的技术要求，此类零件加装涂层一般为CVD/PVD类的涂层。TiN类的发动机零件为紫黑色，它的硬度比较高，为2300～3500HV之间，此种典型零件符合高速下的通用涂装的技术要求，此种材料可以用来加工制作难加工的航空零件。此类零件加装涂层一般为CVD类的涂层。
结 语
我们要以加快新一代信息技术与航空发动机制造业融合为主线，推进智能制造。在发动机典型零件加工活动中，技术人员应该设计科学合理的加工方案，积极应用先进装备对发动机典型零部件进行切割钻削加工，提升发动机典型零件的加工质量，为今后我国航空发动机典型零件的高效、高精确度加工打下一定的基础。
第四篇：军用新材料技术及其应用
军用新材料技术及其应用发展
摘要: 新材料已成为综合国力竞争的重要领域和国防力量的重要物质基础，是提高军队机械化水平的物质支撑和提高信息化程度的基础条件，许多国家都将开发新材料作为优先发展的重点项目。
关键词：新材料 国防 军队机械化 高技术 1 军用新材料技术的介绍
新材料技术是介于基础科技与应用科技之间的应用性基础技术。而军用新材料技术则是用于军事领域的新材料技术，这部分技术是发展高技术武器的物质基础。目前，世界范围内的军用新材料技术已有上万种，并以每年5％的速度递增，正向高功能化、超高能化、复合轻量和智能化的方向发展。军用新材料的现状
常见的军用新材料技术高级复合材料是指两种以上不同性质或不同结构物质组合而成的材料，通常由基体材料和增强剂构成。如碳纤维复合材料，它是一种质轻、强度高的复合材料，主要以聚丙烯腈为原料，也可用人造丝、石油沥青或煤沥青为原料，具有强度高、刚度高、耐疲劳、重量轻等优点。采用这种材料后，美国的AV－8B垂直起降飞机的重量减轻了27％。F－18战斗机减轻了10％。先进陶瓷材料先进陶瓷材料是当前世界上发展最快的高技术材料，它已经由单相陶瓷发展到多相复合陶瓷，由微米级陶瓷复合材料发展到纳米级陶瓷复合材料。先进陶瓷材料主要有功能陶瓷材料和结构陶瓷材料两大类。其中，在结构材料中，人们已经研制出氮化硅高温结构陶瓷，这种材料不仅克服了陶瓷的致命的脆弱性，而且具有很强的韧性、可塑性、耐磨性和抗冲击能力，与普通热燃气轮机相比，陶瓷热机的重量可减轻30％，而功率则提高30％，节约燃料50％。高分子材料又称高分子化合物或高分子聚合物，是由单体聚合而成的分子量较高的化合物，其分子量高达几千几百万。塑料、合成橡胶、合成纤维是当今三大有机合成高分子材料。高分子化合材料除在武器装备中大量使用外，还可以代替高强度合金用于军用飞机，可大大减轻其重量，同时，高分子材料也广泛用于粘结兵器部件，尤其是非金属比例较大的火箭导弹部件。非晶态材料是指用人工方法将晶体材料加工成具有特殊功能的非晶态物质。非晶态材料主要包括非晶态金属和非晶态陶瓷氧化物。非晶态金属的特点是：强度比相应晶体材料高10倍，搞腐蚀性好，韧性大，电磁性能优良，电阻率高，耐磨性好，热膨胀系数小。非晶态陶瓷的主要优点是具有耐超高温性能。功能材料是指利用声、光、电、磁、热、化、生化等效应，能把能量从一种形式转变成另一种形式的材料。功能材料品种很多，如电子计算机的记忆元件、激光器的工作物质红宝石、声纳振荡器的压电陶瓷，以及超导材料、光学塑料、热电材料、光敏材料、反激光材料、防辐射与电子材料，等等。新材料技术的军事应用新材料技术在军事上的用途十分广泛，用于武器装备可使其升级换代，性能大大提高。
应用于炮兵武器为了增大火炮的威力，现代火炮的口径不断增大。为了提高炮弹的速度，人们已经利用高技术材料研制了电磁炮和电热炮。此外，轻型结构材料对火炮的机动性也具有决定意义，如美国155毫米榴弹炮，在采用轻型新材料后仅重7136千克，比德、法、意三国联合研制的FH70和以色列的M71式同口径火炮要轻30％。目前，许多国家都在利用高技术材料研制超轻型远距离大威力火炮。由于轻型材料的使用，可以使火炮的体积更小、重量更轻、机动性能更好、弹丸速度更快、威力更大。应用于装甲防护面对种种现代反装甲技术的发展，以及未来战场对坦克和装甲车辆构成的全方位威胁，迫切需要进一步提高现代复合装甲兵防护能力。单从复合装甲构件来讲，就需要进一步开发具有超高硬度、高韧性和良好焊接性能的装甲钢、高强度先进陶瓷、高性能聚合物材料等新一代特殊功能材料。如美军的MIA1、MIA2主战坦克，其炮塔和侧裙均采用了复合装甲，内衬板也是复合材料防弹板。而若要使坦克不被击中，除提高机动性能外，更重要的的是要发展“主动装甲”，即能预先识别目标，并利用诱饵触发和物理摧毁方法，破坏来袭兵器的“装甲”。这种“主动装甲”实际上是一种由复合工程材料制成的合成系统，即在复合装甲中由引入的敏感、传感、微电子等材料和技术而构成的多功能材料系统。将新的控爆材料，轻质多孔隔热、隔音、防火与防冲击材料用于坦克装甲车辆，就可以保证这些车辆中弹后能继续战斗。应用于导弹、卫星、火箭技术决定导弹、卫星、火箭重量的主要因素是其推进系统。为了减轻重量并增大推力，通常采取两种方法：一是要靠高性能的推进剂；二是要采用轻型壳体和各种轻型结构，以及耐高温材料。战略导弹和卫星的重量每减轻1千克，运载它们的火箭就可减轻500千克。因此，导弹弹体和卫星都要使用重量轻、刚度好、耐高温、弹性强的新性复合材料。美国将火箭发动机金属壳体改用石墨纤维复合材料后其重量减轻了38吨，并大大降低了研制成本。而用碳铝复合材料制造卫星的波导管，不仅满足了轴向钢度、低膨胀系数和导电性能等方面的要求，而且使重量减轻了30％。应用于武器战斗部高技术材料应用于武器的战斗部，可使其威力得到大大提高。如将高密度钨合金与贫铀材料用于穿甲弹，可以提高穿甲侵切力，大长径比杆式动能弹，可以击穿600毫米的钢板。而破甲弹使用了新材料技术后，其侵切深度已大于锥形炮弹的10倍，一些大口径的射流侵切深度已经达到1300毫米，并进一步向高纯度冶炼技术、新合金、精密成型和高性能复合化方向发展。应用于隐形技术现代隐形技术，除了外型设计上采用先进的方法，进行热红外线和自身电磁隐形外，主要是使用新型吸收波材料，即在飞机表面涂抹能大量吸收雷达波的新型介质材料，将雷达电磁波吸收，使雷达无法发现。为应付不同雷达的不同工作方式，现在的隐形飞机已经开始有选择地使用吸收材料。目前，美、英等国正进行主动抵消技术的研究，即利用吸收材料先吸收大部分雷达波，剩下的少量的反射波再利用主动抵消技术将其全部抵消，雷达就会完全失去作用。应用于后勤装备80年代，美军开发了一种名叫“高尔泰克斯”的军用新材料，用这种新材料制成的冬服，不仅比原冬服重量减少28％，保暖性提高20％，而且还可以使雨水进不来，人体蒸发的汗却能顺利地排出去。日本陆军研制的含有65％的芳族聚酰胺和35％的耐热处理棉纤维的混纺织物制成的新型迷彩作训服，在12秒钟内能承受800摄氏度高温，可大大减少战场烧伤的发生。军用新材料的发展
新材料已成为综合国力竞争的重要领域和国防力量的重要物质基础，是提高军队机械化水平的物质支撑和提高信息化程度的基础条件，许多国家都将开发新材料作为优先发展的重点项目。
材料是人类赖以生存的物质基础。人类社会不断地发展进步，就在于人类能够利用材料制造工具并用来改造世界。恩格斯说：“自然界为劳动提供材料，劳动把材料变为财富。”可以说，材料与人类的生存和进化息息相关，因此它被誉为“人类文明大厦的基石。”
对于材料，人们比较好理解，如普通钢铁、水泥、玻璃等，这些属于传统材料。相对于传统材料而言，新材料是新近出现且对当时科技进步和经济发展有重大推动作用的材料。这里有两层含义，一是指采用新原理新工艺开发制造出具有新性能的新品种材料，二是通过新原理新工艺提升了性能的传统材料。如高强钢、高性能陶瓷、复合材料、半导体材料、功能材料等。
新材料既是科技发展的基础，又是科技进步的先导，这是新材料的两个显著特点。比如，半导体材料的发现和发展极大地推动了计算机技术的进步，使人类进入了信息时代；光纤技术的发展推动了现代通讯技术的进步；新型结构材料和烧蚀防热材料的出现推动了航天技术和战略武器的发展。
军事新材料技术已成为军用高技术的重要组成部分和高性能武器装备的关键技术。要求具有轻、刚、强的特性。新型轻质高强结构材料是支撑各类高性能武器装备的“骨骼”：轻，就是材料被动抵抗地球引力的能力要大；刚，就是材料在外力作用下抵抗变形的能力要大；强，就是材料在外力作用下抵抗破坏的能力要大。
要求具有耐高温的能力。新型热结构热防护材料是保护各类飞行类装备高速出入大气层的“护身符”。美国“哥伦比亚号”航天飞机失事，其主要原因就是结构材料技术、热防护材料技术没过关。
还要有高灵敏度。新型信息传感材料是传感器感知军事信息的“皮、眼、耳、鼻”。同时要求具有高分辨率、高能量密度、低目标特征等特点。
因此，作为武器系统重要载体的新材料技术，必须满足各种武器装备对强度、刚度、重量、速度、精度、生存能力、信号特征、维护、成本和通用性的要求。
毫无疑问，新材料已成为综合国力竞争的重要领域和国防力量的重要物质基础，是提高军队机械化水平的物质支撑和提高信息化程度的基础条件。因此，许多国家都将开发新材料置于优先发展的重点项目，特别是对军用新材料技术的发展给予了高度重视。
在美国国防部制定的面向21世纪的国防科技战略规划体系中，把材料与制备工艺技术定为4个具有最高优先发展的领域之一，提出优先发展结构与多功能材料技术、能量与动力材料技术、光电子材料技术、有机与合成功能材料技术、生物衍生与生物诱发材料技术等五大重点。德国分析了世界高技术发展态势，提出2l世纪的9大重点领域，首选就是新材料，在总共研发的80个课题中，属于新材料的占到24个。
当前，世界各国重点发展和研究的军用新材料，主要包括信息材料、能源材料、纳米材料、先进复合材料等。其目的就是要最大限度地用材料的高性能支撑武器装备的高性能和新功能。
在支撑新军事变革和武器装备迅速发展的过程中，军用新材料发展趋势表现在以下几个方面：一是复合化，通过微观、介观和宏观层次的复合，大幅度提高材料的综合性能。二是低维化，通过纳米技术制备纳米颗粒（零维）、纳米线（一维）、纳米薄膜（二维）等纳米材料与器件，以实现武器装备的小型化。三是高性能化，通过材料的力学性能、工艺性能以及物理、化学性能指标的提高，实现综合性能不断优化，为提高武器装备的性能奠定物质基础。四是多功能化，通过材料成分、组织、结构的优化设计和精确控制，使单一材料具备多项功能，以达到简化武器装备结构设计，实现小型化、高可靠的目的。五是低成本化，通过节能、改进材料制备和加工技术、提高成品率和材料利用率等方法降低材料制备及应用成本。
我国政府对新材料的研究开发给予了高度重视，近年出台了一系列相关鼓励政策，建设了一批新材料研发中心和重点实验室，规划了一批新材料成果转化与产业建设基地，特别是在一些重大科技开发和产业化计划中，均把新材料列为重点支持的领域之一。随着我国中长期科技发展规划纲要的实施，我国的新材料技术将会有更快的发展。
第五篇：保护军用光缆技术交底
关于保护军缆的交底
1.施工现场在军缆3米范围内撒出白灰线,并每隔50米插一个彩旗,并在彩旗上标明其深度,施工人员不经过项目管理人员的认可,不得靠近其施工.2.任何施工机械作业期间,必须有专人负责指挥,指挥人员不得脱岗,严格指挥机械的施工,不得对军缆产生任何破坏.3.外埠队人员使用机具施工期间,必须有专人负责指挥作业,指挥人员必须和项目部签定安全保护军缆协议,指挥期间不得再参与其他作业,若因事暂离时必须有代理指挥人员,否则停止作业.4.外埠队施工人员,不得破坏任何一个地下、地上不明物品,其中包括:电缆、古物、树木等,若影响其施工,必须上报项目部管理人员后,经过确认其价值和用途,再根据实际情况以书面的形式通知后再行处理,否则不得对其产生任何的破坏.5.施工人员必须定人定岗，施工期间不得擅自更换施工人员，若更换施工人员必须经过项目部管理人员的书面审批.更换后的施工人员必须进行签定保护军缆的协议和安全交底,未签定者不得参与施工,若私自参与施工因不明确保护军缆意识造成损失者，后果由其个人承担。
6.任何施工人员必须跟项目部签定保护军缆协议和安全交底，若未签定其协议和交底，不得擅自参与施工，若私自参与施工,因不明确保护军缆意识造成损失者，后果由其个人承担.7.若现场施工范围内没有对光缆做出明确的标识,施工人员可以拒绝施工,并及时向项目部申请做作标识,未标识前不得擅自施工.8.在军缆3米施工范围内不得动用机械施工,三米范围内必须人工施工,若开挖沟槽,必须经过项目管理人员的审批后,在现场管理人员的监督下挖探坑,确信其电缆的深度和位置后,再小心施工,施工期间不得使机具碰撞或敲打光缆,确保光缆的安全.9.填土期间运土车辆在不知道光缆的埋深时,不的再上面碾压,在确知光缆的埋深在0.8米以上时方可通行,但压路机不得加振(军缆3米范围内,埋深1米以上除外),光缆上30厘米以内用木夯夯实,30厘米到1米之间用挖式打夯机夯实,1米以上才能用压路机压实.铁锹的安全距离为10厘米.10.若因施工的需要必须使军缆裸露在外时,必须提前三天上报项目部,得到书面通知后方可施工.施工时必须遵循第9条的有关规定.裸露的光缆不得架空,裸露在外的光缆必须有专人负责看护,看护人员不得脱岗,若因事暂离,必须有代理看护人员,看护人员必须和项目部签定军缆看护协议,否则不得担任看护任务.看护的主要任务是:防止军缆被偷;防止任何施工车辆或机具在上面通行;防止任何人员对其产生人为的破坏;防止任何堆砌物的倒塌对其造成的破坏等.
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