第一篇：航空發(fā)動機總資料[推薦]

第一章概論

航空發(fā)動機可以分為活塞式發(fā)動機（小型發(fā)動機、直升飛機）和空氣噴氣發(fā)動機兩大類型。P3

空氣噴氣發(fā)動機中又可分為帶壓氣機的燃氣渦輪發(fā)動機和不帶壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機(構(gòu)造簡單，推力大，適合高速飛行。不能在靜止狀態(tài)及低速性能不好，適用于靶彈和巡航導(dǎo)彈)。渦輪發(fā)動機包括：渦輪噴氣發(fā)動機WP，渦輪螺旋槳發(fā)動機WJ,渦輪風扇發(fā)動機WS,渦輪軸發(fā)動機WZ，渦輪槳扇發(fā)動機JS。在航空器上應(yīng)用還有火箭發(fā)動機（燃料消耗率大，早期超聲速實驗飛機上用過，也曾在某些飛機上用作短時間的加速器）、脈沖噴氣發(fā)動機（用于低速靶機和航模飛機）和航空電動機（適用于高空長航時的輕型飛機）。P4

燃氣渦輪發(fā)動機是由進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管等主要部件組成。

由壓氣機、燃燒室和驅(qū)動壓氣機的渦輪這三個部件組成的燃氣發(fā)生器，它不斷輸出具有一定可用能量的燃氣。渦槳發(fā)動機的螺槳、渦扇發(fā)動機的風扇和渦軸發(fā)動機的旋翼，它們的驅(qū)動力都來自燃氣發(fā)生器。按燃氣發(fā)生器出口燃氣可用能量的利用方式不同，對燃氣渦輪發(fā)動機進行分類：將燃氣發(fā)生器獲得的機械能全部自己用就是渦輪噴氣發(fā)動機；將燃氣發(fā)生器獲得的機械能85%~90%用來帶動螺旋槳，就是渦槳發(fā)動機；將獲得的機械能的90%以上轉(zhuǎn)換為軸功率輸出，就是渦輪軸發(fā)動機；將小于50%的機械能輸出帶動風扇，就是小涵道比渦扇發(fā)動機（涵道比1:1)；將大于80%的機械能輸出帶動風扇，就是大涵道比渦輪風扇發(fā)動機（涵道比大于4:1）。P5

航空燃氣渦輪發(fā)動機的主要性能參數(shù)：1.推力，我國用國際單位制N或dan,1daN=10N，美國和歐洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄羅斯/蘇聯(lián)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簡稱，即發(fā)動機在海平面靜止條件下最大推力與發(fā)動機重力之比，是無量綱單位。對活塞式發(fā)動機、渦槳發(fā)動機和渦軸發(fā)動機則用功重比（功率重量比的簡稱）表示，即發(fā)動機在海平面靜止狀態(tài)下的功率與發(fā)動機重力之比，KW/daN；3.耗油率，對于產(chǎn)生推力、的噴氣發(fā)動機，表示1daN推力每小時所消耗的燃油量單位Kg/(daN·h),對于活塞式發(fā)動機、渦槳發(fā)動機和渦軸發(fā)動機來說，它表示1KW功率每小時所消耗的燃油量單位Kg/(kw·h)；4.增壓比，壓氣機出口總壓與進口總壓之比，飛速較高增壓比較低，低耗油率增壓比較高；5.渦輪前燃氣溫度，是第一級渦輪導(dǎo)向器進口截面處燃氣的總溫，也有發(fā)動機用渦輪轉(zhuǎn)子進口截面處總溫表示，發(fā)動機技術(shù)水平高低的重要標志之一；6.涵道比，是渦扇發(fā)動機外涵道和內(nèi)涵道的空氣質(zhì)量流量之比，又稱流量比。涵道比小于1為小涵道比，大于4為大涵道比，大于1小于4為中涵道比，加力式渦扇發(fā)動機涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9

噴氣時代（主流），服役戰(zhàn)斗機發(fā)動機推重比從2提高到7~9，定型投入使用的達9~11，我國到8。民用大涵道比渦扇發(fā)動機的最大推力已超過50000daN巡航耗油率從20世紀50年代渦噴發(fā)動機1.0kg（daN· h)-1下降到0.55kg(daN· h)-1，噪聲下降20dB,NOX下降45%。服役的直升飛機用渦軸發(fā)動機的功重比從2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。發(fā)動機可靠性和耐久性倍增，軍用發(fā)動機空中停車率一般為0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（發(fā)動機飛行小時），民用發(fā)動機為0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。戰(zhàn)斗機發(fā)動機熱端零件壽命達2000h,民用發(fā)動機整機壽命和熱端部件壽命達20000h~30000h.P12

第二章典型發(fā)動機

WP5發(fā)動機（單轉(zhuǎn)子）：

WP5發(fā)動機前身是蘇聯(lián)BK-1發(fā)動機，是米格15比斯、米格

17、殲

五、殲教五和轟五型飛機動力裝置，用于吹雪車。主要結(jié)構(gòu)特點：采用離心式壓氣機和分管型燃燒室。它由單級雙面離心式壓氣機、9個分管燃燒室、單級反應(yīng)式渦輪、噴管和傳動機匣等主要部件組成；用于殲五和殲教五的WP5發(fā)動機還有加力燃燒室，采用收斂型可調(diào)噴口；用于轟五的WP5發(fā)動機沒有加力燃燒室，采用收斂型固定噴口。此外，還有燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、漏油系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)和滅火裝置等。發(fā)動機最大狀態(tài)推力2700daN增壓比4.36，推重比3.06，渦輪前燃氣溫度900oC。發(fā)動機轉(zhuǎn)子支承在前、中、后3個支點上。P14

CFM56發(fā)動機（波音737):{雙轉(zhuǎn)子大涵道比渦輪風扇發(fā)動機} CFM556-3專為波音737系列飛機設(shè)計，主要用于B737-300、B737-400、B737-500等飛機上。CFM56-3發(fā)動機的低壓轉(zhuǎn)子由一級風扇及3級低壓壓氣機和4級低壓渦輪組成，高壓轉(zhuǎn)子由9級高壓壓氣機和一級高壓渦輪組成。

CFM56-3-B1發(fā)動機主要性能參數(shù)：起飛最大推力為8900daN，巡航耗油率為0.678Kg/daN·h,渦輪前燃氣溫度1373oC,總增壓比22.6，涵道比5.0，空氣流量297.4Kg/s,推重比5.0，壓氣機增壓比：22。P20

第四章燃氣渦輪發(fā)動機基礎(chǔ)知識

對渦輪噴氣發(fā)動機，其推力不僅由氣體給予內(nèi)壁的反作用力與作用在外壁上的大氣壓力的合力之差所構(gòu)成，而且還包括氣體給予發(fā)動機內(nèi)部各部件的反作用力。在進氣道中，當飛機在飛行時由于速度沖壓，空氣進入進氣道壓力升高，作用在內(nèi)壁上的氣體壓力的合力與作用在外壁上的大氣壓力的合力之差，造成一個向前的軸向力。在壓氣機中，由于工作葉片和整流葉片都組成擴張型通道，氣體減速增壓，因此，在壓氣機上作用著很大的向前的軸向力。

在燃燒室中，由于燃燒室頭部常為擴張型，氣流減速，壓力提高，因此，在頭部造成一個向前的軸向力。而在燃燒室后段，略微收斂，流速增大壓力減小，而造成一個向后的軸向力。但由于燃燒室進口面積小于出口面積，所以向前的軸向力大于向后的軸向力，兩者之差就是作用在燃燒室上的軸向力。

在渦輪中由于導(dǎo)向葉片通道和渦輪導(dǎo)向葉片都是收斂型，燃氣流經(jīng)渦輪時，膨脹加速，壓力降低，所以導(dǎo)向葉片和渦輪葉片都承受一個向后的軸向力。

在噴管中，由于噴管收斂，壓力降低，但仍大于大氣壓力，故作用在噴管內(nèi)壁上的燃氣壓力的合力與作用在外壁上的大氣壓力的合力之差，是一個向后的軸向力。應(yīng)該指出，噴管中雖然是產(chǎn)生向后的軸向力，抵消了一部分向前的軸向力，但是有了它才能使發(fā)動機的工作過程得以正常進行。否則壓差建立不起來，發(fā)動機不可能正常工作，也就不能產(chǎn)生推力。

渦輪噴氣發(fā)動機各部件所承受的軸向力，有的向前，有的向后向前的軸向力與向后的軸向力之差，就是渦輪噴氣發(fā)動機的推力。P57

渦扇發(fā)動機：

不帶加力的雙轉(zhuǎn)子渦輪風扇發(fā)動機，由進氣道、風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和噴管組成。渦扇發(fā)動機具有兩個氣流通道，分別稱為內(nèi)涵道和外涵道。內(nèi)涵道相當于渦噴發(fā)動機，外涵道為風扇后的環(huán)形氣流通道。渦扇發(fā)動機是借增大流過內(nèi)、外涵道兩路空氣的動能，從而使內(nèi)、外兩路同時產(chǎn)

生

推

力的。

P69

P69 主要參數(shù):1）涵道比Y: 流量Qm—單位時間流過的氣體的質(zhì)量（進或出）；單位Kg/s。

Y=Qmout/Qmin Qmout內(nèi)涵道質(zhì)量流量

Qmin外涵道質(zhì)量流量

2）EPR發(fā)動機壓比: EPR發(fā)動機壓比，是表征發(fā)動機推力的

低壓渦輪后總壓 參數(shù)之一。

EPR=———————————— 也有的發(fā)動機用外涵

壓氣機（或風扇）進口總壓 道風扇后的總壓和發(fā)

機動進口總壓之比表征EPR。

分類：

渦扇發(fā)動機可按涵道比劃分類別：Y<1:1時，稱為低涵道比渦扇發(fā)動機；Y在2:1~3:1稱為中涵道比渦扇發(fā)動機；Y>4:1稱為高涵道比渦扇發(fā)動機。P71

第五章進氣道

進氣道的主要性能參數(shù)：

1.空氣流量Qm 進氣道的空氣流量為每秒鐘流過進氣道的空氣的質(zhì)量流量，記為Qm，法定單位Kg/s。Qm=pCA,P—空氣密度；C—進口氣流速度；A—進氣道進口面積。P73 2.總壓恢復(fù)系數(shù)Gin 總壓恢復(fù)系數(shù)定義為進氣道出口總壓與進口

總壓之比,Gin=p*1 /p*0。由于氣流流過進氣道總會有各種原因引起能量損失，所以恢復(fù)系數(shù)總小于1，但恢復(fù)系數(shù)越小損失越大所以應(yīng)盡量大于1。

3.畸變指數(shù) 進氣道出口的壓力分布是不均勻的。流場出口截面中最高總壓和最低總壓之差與最高總壓之比叫作畸變指數(shù)。

—

p*1max—p*0min

p*1—進氣道出口截面總壓?；?D=—————————

系數(shù)是描述進氣道出口氣流分布

p*1max

狀態(tài)的參數(shù)?；冎笖?shù)越小，說

明出口流場（參數(shù)分布）越均勻。

4.進氣道的沖壓比π*in進氣道出口的總壓與來流（0站位）靜壓的比值叫作進氣道的沖壓比，記為π*in。進氣道的沖壓比有3個影響因

p*素：流動損失Gin，飛行速度V，大氣溫度T0。當飛

π*in=——

行速度和流動損失保持不變，T0升高，π*in降低；當流

p*0

動損失和大氣溫度保持不變，V增大，π*in提高；當飛行速度和大氣溫度保持不變，Gin提高，π*in增大。P74

影響沖壓比的因素：飛行Ma數(shù)和進氣道總壓恢復(fù)系數(shù) GinP77

亞聲速進氣道：亞聲速進氣道是在亞聲速和低超聲速（Ma<1.5）飛行范圍內(nèi)使用的進氣道。它一般為擴張型管道。亞聲速進氣道的內(nèi)部損失的大小主要取決于進氣道的形狀。P80

超聲速進氣道：當Ma>1.5后正激波壓力損失會顯著增大，致使Gin數(shù)值明顯下降。同時，進氣道所引起的外部阻力也增大，引起發(fā)動機的推力迅速減小，即出現(xiàn)進氣道不能保證發(fā)動機性能要求的問題。實質(zhì)是大Ma數(shù)時激波太強，而引起壓力損失過大。這樣對于大Ma數(shù)的飛機，為降低激波強度、減小壓力損失，就要用超聲速進氣道。超聲速進氣道利用激波系增壓來達到以最小的壓力損失完成沖壓壓縮過程。

P81 1】外沖壓式超聲速進氣道

中心錐體后縮—亞聲速進氣道—低速 中心椎體前伸—超聲速進氣道—高速

P82

第六章壓氣機

評定壓氣機性能主要指標：增壓比、效率、外廓尺寸和重量、工作可靠性、制造和維修費用。對航空發(fā)動機最重要的指標之一是外廓尺寸，它用單位空氣流量來衡量，即通過發(fā)動機單位面積的空氣流量。P89 轉(zhuǎn)子：壓氣機轉(zhuǎn)子由工作葉輪（包括工作葉片、鼓筒或鼓盤）及連接件組成，轉(zhuǎn)子構(gòu)成壓氣機的旋轉(zhuǎn)部分。

壓氣機轉(zhuǎn)子的基本結(jié)構(gòu)形式：鼓式（抗彎剛性好，結(jié)構(gòu)簡單，但承受離心載荷能力差，適用低速轉(zhuǎn)子，只能在圓周速度較低不大于180~200m/s條件下使用）、盤式（承受離心載荷能力強，但抗彎剛性差，很少單獨使用）和鼓盤式（抗彎剛性好，承受大離心載荷能力，高壓轉(zhuǎn)子用的多，特別是雙轉(zhuǎn)子壓氣機的高壓轉(zhuǎn)子

廣

泛

使

用）

P10

2工作葉片：工作葉片是軸流式壓氣機的重要零件之一。主要由：葉身和榫頭兩部分組成。較長的葉片在葉身中部常常帶一個減振凸臺，作用是為了避免發(fā)生危險的共振或顫振。目前有些發(fā)動機（RB211-535E4、V2500）用寬葉弦的風扇葉片取代有減振凸臺的窄葉弦的風扇葉片。P109 靜子：軸流式壓氣機靜子中是壓氣機不旋轉(zhuǎn)部分，由機匣和靜子葉片組件組成。

壓氣機—整流器；渦輪—導(dǎo)向器。

整流器機匣是一個圓柱形或圓錐形（視氣流通道形狀而定）的薄壁圓筒，前后與其他機匣連接，內(nèi)壁上有固定整流葉片的溝槽，發(fā)動機轉(zhuǎn)子支承在機匣內(nèi)（有些發(fā)動機的安壯節(jié)以及一些附件和導(dǎo)管固定在機匣外壁上）。P112

防冰系統(tǒng)：1】最常用的防冰方法是對容易結(jié)冰的零件表面進行加溫。常見熱源：壓氣機的熱空氣、采用電加溫、或是兩者的聯(lián)合、有時還可以用熱滑油加溫。熱空氣多用于渦噴和渦扇發(fā)動機如WP6、WP7、WS9，電加溫用在渦槳發(fā)動機上。需要加溫零件：進氣裝置、進口導(dǎo)流葉片和整流罩，有時前幾級整流葉片也需要加溫。2】減少零件表面水的附著力，最常用的方法在零件表面涂以憎水劑如WP7發(fā)動機壓氣機低壓轉(zhuǎn)子的整流罩。P125-126 功率小于2200~2600KW的渦軸、渦槳發(fā)動機，推力小于1500daN的渦噴、渦扇發(fā)動機習慣上稱為小型燃氣渦輪發(fā)動機，或簡稱為小發(fā)動機。小發(fā)動機性能不如大發(fā)動機先進，但轉(zhuǎn)速高。P127

第七章渦輪

渦輪性能參數(shù)： 1】落壓比π*T 渦輪的落壓比為渦輪的進口總壓與出口總壓之比 落壓比越大，越有利。P143

2】渦輪功LT 1kg的燃氣經(jīng)過理想的過程，從P*3膨脹到P*4所輸出的功。3】渦輪效率n*T。

影響渦輪功的因素：1】渦輪前燃氣溫度

2】渦輪落壓比 3】渦輪效率(渦輪效率提高，損失功減少，渦輪功增大)P145 渦輪在結(jié)構(gòu)上也是由轉(zhuǎn)子和靜子兩部分組成。渦輪的靜子叫導(dǎo)向器，位置在轉(zhuǎn)子葉輪的前面。

渦輪轉(zhuǎn)子的連接方式：1】不可拆卸方式 2】可拆卸方式P146-147 渦輪工作葉片可能有葉冠，葉冠可以提高剛性并建立阻尼，因而可以起到減振作用，防止發(fā)動機在工作中工作葉片出現(xiàn)共振和顫振（在風扇葉片和長壓氣機葉片上起同樣作用的構(gòu)造是葉身凸臺）葉冠形成的環(huán)形結(jié)構(gòu)，可以改善燃氣在工作葉片中的流動防止葉尖處的潛流損失，因而可以提高渦輪效率。另外還有利于控制葉尖與機匣之間的間隙，降低機匣溫度。渦輪工作葉片的榫頭一般都是樅樹形的，這種榫頭具有材料利用率高、重量輕、強度高、對熱應(yīng)力不敏感等優(yōu)點，更適合高溫高負荷的工作條件，缺點：對加工精度要求高、成本高、榫槽內(nèi)熱應(yīng)力大。為了改善榫頭的應(yīng)力分布，在葉身和榫頭之間設(shè)一段伸根，伸根上有冷卻空氣的進口。由于渦輪工作溫度高，所以材料選用耐高溫的鎳基合金，重量比較重。由于同樣原因（高溫）在渦輪葉片還要采取冷卻措施，特別是第一級高壓渦輪葉片通常是中空的，葉身內(nèi)部是迷宮式的冷卻空氣通道，采用對流、氣膜、沖擊等冷卻技術(shù)降低工作葉片溫度。P151

第八章燃燒室

燃燒室的零件是在高溫、高負荷下工作局部溫度高達3000K以上，承受著由氣體力、慣性力產(chǎn)生的靜載荷和振動負荷，還受到熱應(yīng)力和熱腐蝕的作用。燃燒室殼體和擴壓器是發(fā)動機主要承力件。P161 燃燒室基本類型：1】分管燃燒室（單管式燃燒室）2】環(huán)管燃燒室（聯(lián)管燃燒室）

3】環(huán)形燃燒室

燃燒室工作的特點：高速殲擊機要求渦輪噴氣發(fā)動機的推力大，飛行阻力小，這就必須增大空氣流量和減少燃燒室的橫截面積，導(dǎo)致燃燒室進口氣流速度達到很大的數(shù)值，有的渦輪噴氣發(fā)動機燃燒室進口氣流速度高達200m/s以上。P167 1】燃燒室中的燃料是在高速氣流中進行燃燒的，這是燃氣渦輪發(fā)動機燃燒室的工作特點之一。

2】燃燒室出口燃氣溫度要受到渦輪葉片材料強度的限制，這是燃氣渦輪發(fā)動機燃燒室的工作特點之二。

3】燃燒室的軸向尺寸還要受到發(fā)動機性能和結(jié)構(gòu)的制約，如迎風阻力、結(jié)構(gòu)重量，轉(zhuǎn)子跨度。燃燒室空間有限，必須在有限的空間內(nèi)完成完全燃燒過程，并達到性能的要求。這是燃氣渦輪發(fā)動機燃燒室的工作特點之三。P168 在組織如何穩(wěn)定燃燒：1】降低燃燒室中的氣流速度；

2】提高火焰?zhèn)鞑ニ俣?/p>

； 3】分區(qū)燃燒，解決穩(wěn)定火源、完全燃燒和降溫及均勻溫度場等問題。

1.降低燃燒室內(nèi)局部地區(qū)氣流速度措施：

1】擴散器，將燃燒室的進口段做成擴散型管道，使進入燃燒室的氣流速度得到降低。2】旋流器，用增長擴散段或增大擴散角的辦法使氣流速度進一步降低，勢必使燃燒室橫截面積大大超過發(fā)動機的其他部件，因此采用旋流器。

2.增大火焰筒傳播速度，降低燃燒室出口溫度：1】氣流分股2】促使燃料迅速汽化 3】組成余氣系數(shù)合適的混合氣 3.設(shè)火焰筒使燃燒分區(qū)P168-172

第九章加力燃燒室

加力燃燒室（擴散器、預(yù)燃裝置、可調(diào)噴口）的功用：加力燃燒室的功用是在保持發(fā)動機最大轉(zhuǎn)速和渦輪前燃氣溫度不變的情況下，將燃油噴入渦輪后的燃氣流中，利用燃氣中剩余的氧氣再次燃燒（在雙涵道發(fā)動機中，還可以從外涵道引入新鮮空氣），進一步提高燃氣溫度，增大噴氣速度，達到增加推力的目的。當使用加力時，為了保持渦輪前各部件的最大工作狀態(tài)不變，就必須同時加大尾噴口的排氣面積，以適應(yīng)燃氣比容的增加。因此，凡是帶有加力燃燒室的發(fā)動機都必須有面積可調(diào)節(jié)的尾噴口（管）配合工作。P190

第十章排氣裝置

亞聲速噴管：一般把收斂型噴管叫做亞聲速噴管 速度增大，壓力減小

P209

超聲速噴管：充分利用燃氣的膨脹能力，進一步增大噴氣速度避免較大的推力損失，采用收斂擴張型（拉瓦爾）噴管，使噴氣速度達到超聲速。P212 反推力裝置：

1】內(nèi)涵反推（熱氣流反推）：蛤殼形門式【經(jīng)出口葉柵（一個飛機4個）向斜前方排除，產(chǎn)生反推力】、戽斗式門式。

P222 2】外涵反推（冷氣流反推）：如，風扇反推

在大流量比的渦扇發(fā)動機（如PW4000,RB211,CFM-56）中，通常采用外涵道反推力裝置，又叫冷氣流反推裝置。

優(yōu)點：1】有效，因為大涵道比渦扇發(fā)動機80%以上的推力來自于風扇，即外涵道，所以將外涵氣流折反，可獲得足夠大的反推力 2】可行，將外涵氣流折反時對內(nèi)涵氣流的影響很小，因此對發(fā)動機工作狀態(tài)的影響也小，先進民航飛機大多采用這種形式的反推裝置。

P223 第十一章航空發(fā)動機的總體結(jié)構(gòu)

1.CFM-56發(fā)動機的支承方案，高壓轉(zhuǎn)子1-0-1型，低壓轉(zhuǎn)子0-2-1型.2.CR700/PW4000發(fā)動機的支承方案，其中高壓轉(zhuǎn)子1-1-0型，低壓轉(zhuǎn)子0-2-1型。1號、3號支點分別是低壓、高壓轉(zhuǎn)子的止推支點。P233-234

第十二章

航空發(fā)動機工作系統(tǒng)

P247

航空動力裝置控制包括進氣道控制、發(fā)動機控制、排氣裝置的控制。液壓機械式發(fā)動機控制系統(tǒng)（控轉(zhuǎn)速、油量）：

發(fā)動機控制系統(tǒng)：液壓機械式、監(jiān)控型電子式、全功能數(shù)字電子式。液壓機械式及氣動機械式燃油控制器仍是航空發(fā)動機上使用最多的控制器。

P251 監(jiān)控型發(fā)動機電子控制器的發(fā)動機控制中，液壓機械式控制器作為主控制器，負責發(fā)動機的完全控制包括起動、加速、減速控制。P257 全權(quán)限(全功能)數(shù)字電子控制（FADEC/EEC）: FADEC是發(fā)動機控制發(fā)展的最新水平，是今后的發(fā)展方向。民航發(fā)動機控制越來越多采用FADEC，如PW4000,V2500，RB211-524,GE90等。

FADEC系統(tǒng)是管理發(fā)動機控制的所有控制系統(tǒng)的總稱。，在FADEC控制中，發(fā)動機電子控制器EEC或電子控制系統(tǒng)ECU是它的核心，所有控制計算均由計算機進行，然后通過電液伺服機構(gòu)輸出控制液壓機械裝置及各個活門、作動器等，因此它的執(zhí)行機構(gòu)任然是液壓機械裝置。

P259 滑油系統(tǒng)功用：潤滑、冷卻、清潔、防腐；

除此之外，滑油系統(tǒng)還為其他系統(tǒng)提供工作介質(zhì)、封嚴，并且是發(fā)動機狀態(tài)的載體。

在渦槳發(fā)動機中，由于滑油帶走的熱量較多，所以還可以作為防冰系統(tǒng)的熱源。

P262

滑油系統(tǒng)組成：滑油箱、增壓箱、滑油濾、安全活門、回油泵、滑油散熱器、油氣分離器（氣：滑油蒸汽）、指示系統(tǒng)和磁性堵塞組成。P264

簡答題：

1.航空燃氣渦輪發(fā)動機主要包括哪些要素？

P5 渦輪噴氣發(fā)動機WP

渦輪風扇發(fā)動機WS 渦輪螺旋槳發(fā)動機WJ

槳扇發(fā)動機渦輪軸發(fā)動機WZ 渦輪槳扇發(fā)動機JS

（垂直/短距起降動力裝置）

2.航空燃氣渦輪發(fā)動機主要性能參數(shù)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)

增壓比

涵道比 渦輪前燃氣溫度

3、CFM56—3發(fā)動機主要用于那幾型飛機上？

P20

簡述CFM56—3發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子和高壓轉(zhuǎn)子的組成方式。

B737—300、B737—400、B737—500 ；

低壓轉(zhuǎn)子的組成方式：一級風扇及三級低壓壓氣機和四級低

壓渦輪組成。

高壓轉(zhuǎn)子的組成方式：九級高壓壓氣機和一級高壓渦輪組成。

4、請簡述發(fā)動機推力的定義。

P55 我們把流過發(fā)動機內(nèi)部和外部的氣體與發(fā)動機殼體，內(nèi)、外壁面及部件之間的作用力的合力，在發(fā)動機軸線方向方向的分力成為推力F

5、渦輪風扇發(fā)動機有哪幾部分組成?

P68

進氣道、風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪和噴管組成。

6、渦輪風扇發(fā)動機的主要參數(shù)包括哪些？

P71 1）涵道比Y: Y=Qmout/Qmin Qmout內(nèi)涵道質(zhì)量流量

Qmin外涵道質(zhì)量流量 2）EPR發(fā)動機壓比:

EPR=低壓渦輪后總壓/壓氣機（或風扇）進口總壓

7、進氣道是指什么？進氣道的功用是什么？

P73

進氣道是指飛機進口（或發(fā)動機短艙進口）至發(fā)動機的壓氣機進口這段管道。進氣道使氣流速度下降，壓力提高，功用是：

1）將一定數(shù)量的空氣以較少的流動損失，順利地引入發(fā)動機。

2）當飛行馬赫數(shù)Ma大于壓氣機進口處氣流的Ma時，通過沖壓作用壓縮空氣，提高空氣壓力。

8、壓氣機包括哪幾類型？航空燃氣渦輪發(fā)動機主要采用哪

種壓氣機？其優(yōu)點有哪些？

P89

離心式壓氣機（用的少，結(jié)構(gòu)簡單，工作可靠，穩(wěn)定工作范圍較寬、單級增壓比高），主要用于教練機、導(dǎo)彈、靶機上的小型動力裝置和飛機輔助動力裝置中。軸流式壓氣機（效率高，增壓比高，用的較多，單位面積空氣流量大、迎風阻力小，在相同外輪廓尺寸條件下可獲得更大的推力），在大、中推力發(fā)動機上普遍采用。

混合式壓氣機（單級增壓比高，避免軸流式壓氣機 當葉片高度很小時損失增大的缺點）。

航空燃氣渦輪發(fā)動機主要采用軸流式壓氣機。

9、軸流式壓氣機有哪兩部分組成？分別簡述這兩部分的概念。

P102

P112

軸流式壓氣機有靜子和轉(zhuǎn)子組成。靜子：軸流式壓氣機靜子是壓氣機中不旋轉(zhuǎn)的部分，由機匣和靜子葉片組件組成。轉(zhuǎn)子：壓氣機轉(zhuǎn)子由工作葉輪（包括工作葉片，鼓筒或鼓盤）及連接件組成，轉(zhuǎn)子構(gòu)成壓氣機的旋轉(zhuǎn)部分。

10、軸流式壓氣機喘振的原因是什么？

P115 軸流式壓氣機喘振本質(zhì)原因：當發(fā)動機在非設(shè)計狀態(tài)時，壓氣機前面增壓級和后面增壓級的流通能力不相匹配，因而造成了“前喘后渦”或“前渦后喘”的現(xiàn)象。

11、軸流式壓氣機防止喘振措施有哪些？

P116--120 1）放氣機構(gòu)

2）進口可轉(zhuǎn)導(dǎo)流葉片和變彎度導(dǎo)流葉片 3）多級可調(diào)靜子葉片 4）機匣處理

5）雙轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子壓氣機

12、渦輪的功用和特點分別是什么？

P139

渦輪的功用是使高溫高壓燃氣膨脹做功，把燃氣中的部分熱能轉(zhuǎn)換為機械能，輸出渦輪功帶動壓氣機和其他附件工作。

航空燃氣渦輪的特點：功率大、燃氣溫度高、轉(zhuǎn)速高、負荷大、工作條件最為惡劣。

13、渦輪部件冷卻的目的是什么?

P155

1）提高渦輪前燃氣溫度，以提高發(fā)動機的性能。

2）控制轉(zhuǎn)子葉片與機匣之間的間隙在最佳值，提高渦輪工作效率。3）使零件內(nèi)溫度分布均勻，以減小熱應(yīng)力。

4）在渦輪前燃氣溫度給定的條件下，降低零件工作溫度到允許的范圍內(nèi)，以保證這些零件具有必要的機械強度或有可能采用廉價的耐熱材料。5）將零件與燃氣流隔開，提高零件工作表面的耐腐蝕性。

14、燃燒室的基本類型有哪些？

P172 1)分管燃燒室（單管式燃燒室）2)環(huán)管燃燒室（聯(lián)管燃燒室）3)環(huán)形燃燒室

15、環(huán)形燃燒室有哪些優(yōu)點？

P174

環(huán)形燃燒室的燃燒好，總壓損失小，燃燒室出口流場及溫度場分布均勻；燃燒室結(jié)構(gòu)簡單，重量輕，耐用性好；火焰筒表面積與容積之比較小，因而需要的冷卻空氣量比較少；燃燒室的軸向尺寸短，有利于減小轉(zhuǎn)子的跨度和降低發(fā)動機的總體重量。

16、加力燃燒室的功用是什么？

P190 加力燃燒室的功用是在保持發(fā)動機最大轉(zhuǎn)速和渦輪前燃氣溫度不變的情況下，將燃油噴入渦輪后的燃氣流中，利用燃氣中剩余的氧氣再次燃燒（在雙涵道發(fā)動機中，還可以從外涵道引入新鮮空氣），進一步提高燃氣溫度，達到增加推力的作用。

17、尾噴管的功用是什么？

P207

尾噴管的功用主要是使渦輪后的燃氣繼續(xù)膨脹，將燃氣中的剩余的熱焓充分轉(zhuǎn)變?yōu)閯幽?，使燃氣以比飛行速度大得多的速度從噴口噴出，以產(chǎn)生推力。

18、請簡述CFM56發(fā)動機的支承方案。P233

高壓轉(zhuǎn)子為1-0-1型，低壓轉(zhuǎn)子為0-2-1型。其中4號支點是中介軸承，1號、3號支點分別是低、高壓轉(zhuǎn)子的止推支點。

19、滑油系統(tǒng)的功用有哪些？

P262 潤滑、冷卻、清潔、防腐；

除此之外，滑油系統(tǒng)還為其他系統(tǒng)提供工作介質(zhì)、封嚴，并且是發(fā)動機狀態(tài)的載體。

在渦槳發(fā)動機中，由于滑油帶走的熱量較多，所以還可以作為防冰系統(tǒng)的熱源。20、請簡述滑油系統(tǒng)的組成。

P264

滑油箱、增壓箱、滑油濾、安全活門、回油泵、滑油散熱器、油氣分離器（氣：滑油蒸汽）、指示系統(tǒng)和磁性堵塞組成

選擇題：

1.N2壓縮機使用動力起飛組件驅(qū)動附件齒輪箱。2.低壓渦輪驅(qū)動轉(zhuǎn)子風扇（N1）。

3.油門在TOGA且發(fā)動機失效時在N1轉(zhuǎn)速計上出現(xiàn)綠色的APR狀態(tài)信息。

4.風扇進口溫度傳感器（T2）包含一個用來防冰的內(nèi)置加熱裝置。油門桿位置信息如何穿送給 FADEC，通過油門扇形盤上的RVDT，以電傳方式傳送。

6.兩臺發(fā)動機工作在循航狀態(tài)下，選擇ENG,SYNC速度電門對N2有什么影響? 從屬發(fā)動機(RH)與主發(fā)動機(LH)匹配

7.在正常飛行過程中，F(xiàn)ADEC的主要電力來源是PMA（永磁發(fā)電機）。注：飛機啟動電源電力來源IDG（交流發(fā)電機）。8.在CF34-8C系列發(fā)動機上，共有18個燃油噴嘴。9.發(fā)動機燃油驅(qū)動泵安裝在在附件齒輪箱后部。10.下列哪項顯示在N2轉(zhuǎn)速表上？壓氣機振動圖標。11.下列哪項顯示在N1轉(zhuǎn)速表上？琥珀色REV圖標 12.每個發(fā)動機反推系統(tǒng)安裝有4個不可互換的葉槽部位，注：一個飛機發(fā)動機反推系統(tǒng)安裝8個不可互換葉槽部位

13.下列哪種情況會出現(xiàn)琥珀色REV圖標？當轉(zhuǎn)換整流罩在固定和放出位置間移動。

第二篇：航空發(fā)動機技術(shù)及國內(nèi)外現(xiàn)役軍用發(fā)動機資料

航空發(fā)動機技術(shù)及國內(nèi)外現(xiàn)役軍用先進發(fā)動機資料

本資料僅限于本校航空發(fā)動機專業(yè)學(xué)生參考之用

航空發(fā)動機技術(shù)及國內(nèi)外現(xiàn)役軍用先進發(fā)動機資料

名詞解析

1）推重比：發(fā)動機推力與重量之比。是反映發(fā)動機性能的最重要指標之一，發(fā)動機推重比越大，戰(zhàn)斗機的機動能力越強。

2）空氣流量：單位時間里流過的空氣質(zhì)量，單位是：公斤/秒。

3）單位耗油率：產(chǎn)生1牛頓或10牛頓或1千牛頓或1公斤力每小時所消耗的燃油每公斤單位質(zhì)量，即公斤/牛頓2時（kg/N2h）、公斤/十牛頓2時（kg/daN2h）、公斤/千牛頓2時（kg/kN2h）、公斤/公斤力2時（kg/kg2h）。

4）渦輪前溫度：燃氣從燃燒室出來在渦輪前的溫度。提高渦輪前溫度，某種程度上可以提高發(fā)動機性能，渦輪前溫度的高低某種程度上反映著發(fā)動機的水平。

5）總增壓比：發(fā)動機進口和發(fā)動機出口的壓力比，又稱總壓縮比，簡稱總壓比，第三代發(fā)動機的增壓比一般在20～30左右，提高發(fā)動機增壓比可以提高發(fā)動機性能，但也會帶來喘振裕度低的問題。

關(guān)于全權(quán)限數(shù)字電子控制（FADEC）技術(shù)

關(guān)鍵詞: 全權(quán)限數(shù)字電子控制 自動控制系統(tǒng) 航空發(fā)動機

隨著飛機、發(fā)動機的發(fā)展，發(fā)動機控制領(lǐng)域的研究成果層出不窮。

其中，飛機推進系統(tǒng)控制一體化技術(shù)、全權(quán)限數(shù)字電子控制（FADEC）技術(shù)等無疑都代表著當前發(fā)動機控制技術(shù)的先進水平。由于FADEC有著眾多的優(yōu)點和發(fā)展?jié)摿ΓS多國家都在研制。并且隨著新技術(shù)、新材料的應(yīng)用，可靠性問題已得以解決，同時，成本也在不斷降低。

一、發(fā)動機先進控制概念

20世紀80年代，以美國NASA為首的多家研究機構(gòu)通過詳細評估鑒定出最值得發(fā)展的先進控制概念。在篩選和排序工作中所選擇的比較基礎(chǔ)是裝有先進渦扇發(fā)動機的第4代高性能軍用戰(zhàn)斗機（MHPF）和馬赫數(shù)為2.4的高速民用運輸機（HSCT）及其發(fā)動機；所采用的評估判據(jù)包括權(quán)衡因子和品質(zhì)因素。其中，權(quán)衡因子考慮不同尺寸、燃油及空氣流量、效率等影響；品質(zhì)因素包括起飛重量、耗油率、失速裕度、起動影響以及復(fù)雜性、風險、壽命期費用、診斷能力、解析余度等指標。根據(jù)評估結(jié)論，排在前4位的先進控制概念是：發(fā)動機智能控制（IEC）、性能尋優(yōu)控制（PSC）、穩(wěn)定性尋求控制（SSC）、主動失速/喘振控制（ASC）。IEC采用的基本方法是進行渦輪發(fā)動機的模型仿真，即將所建立的發(fā)動機模型加到推進系統(tǒng)的控制中去，直接控制推力和發(fā)動機限制參數(shù)。這種方法首先需要正確建立發(fā)動機數(shù)學(xué)模型。目前，采用認知工程理論和模糊控制方法處理復(fù)雜的發(fā)動機動態(tài)模型已取得一些仿真試驗結(jié)果，證明了其實際應(yīng)用的可能性。但跟蹤濾波器需調(diào)整的參數(shù)（部件特性、性能參數(shù)、傳感器誤差等）很多，給控制方法的實現(xiàn)帶來較大的困難。PSC是一種以模型為基礎(chǔ)的自適應(yīng)控制算法，目的是通過實時修正飛行測量參數(shù)來調(diào)整控制規(guī)律，優(yōu)化發(fā)動機性能。這種算法包括一條修正推進模型的路徑和一條對模型預(yù)估性能進行優(yōu)化的路徑。使用卡爾曼濾波器對非標準發(fā)動機按實時狀態(tài)進行修正，以使模型更貼切地反映發(fā)動機的性能。PSC算法已在F-15飛機上進行了飛行試驗，試驗結(jié)果表明推進系統(tǒng) 的性能得到了改善。PSC所采用的控制算法包括三種控制模式：最大推力模式、最小耗油率模式、最低風扇渦輪進口溫度計算模式。

SSC利用控制算法減小對部件穩(wěn)定性裕度的要求。這種方法將穩(wěn)定性檢查加入到發(fā)動機控制邏輯中去，實時地計算非穩(wěn)定性影響（但不是設(shè)計時假設(shè)的最壞情況，即各種非穩(wěn)定因素影響的迭加），對風扇和壓氣機穩(wěn)定性進行在線評估，允許控制系統(tǒng)將喘振裕度減至最小，從而提高發(fā)動機性能。

ASC旨在對發(fā)動機喘振進行主動控制，即在剛出現(xiàn)失速的征兆時就采取措施（如調(diào)整放氣量、燃油流量和導(dǎo)葉角度等）消除失速。過去用于失速控制的算法受到液壓機械控制技術(shù)的限制，現(xiàn)在則可利用微處理器的能力來實現(xiàn)復(fù)雜的新的控制算法。采用這種方法能擴大發(fā)動機的穩(wěn)定工作范圍，使發(fā)動機在降低了對設(shè)計失速裕度要求的狀態(tài)下仍能穩(wěn)定工作，從而獲得更高的性能。

二、FADEC

1.FADEC概況

FADEC利用數(shù)字式電子控制系統(tǒng)的極限能力來完成系統(tǒng)所規(guī)定的全部任務(wù)，是高性能飛機發(fā)動機以及一體化控制必然采取的控制形式，是該領(lǐng)域的發(fā)展方向和研制重點。

FADEC系統(tǒng)包括燃油泵系統(tǒng)，主燃油、加力燃油計量裝置，放氣活門控制，變幾何位置作動，葉尖間隙主動控制，傳感器，專用電源發(fā)電機以及電子控制器等完整的控制系統(tǒng)。2.FADEC的優(yōu)點

（1）提高發(fā)動機性能。FADEC的計算能力強、精度高，能夠在整個飛行范圍發(fā)揮發(fā)動機的最佳性能；能夠改善發(fā)動機的啟動和過渡特性；能夠改善發(fā)動機安全保護。FADEC的數(shù)值計算和邏輯判斷能力可在更合理的范圍選擇控制規(guī)律；容易實現(xiàn)發(fā)動機控制方案的變動，通過修改軟件就可以尋找最佳控制性能。

（2）降低燃油消耗量。由于FADEC可實現(xiàn)發(fā)動機的最佳控制，因此，發(fā)動機控制器更換時，可減少乃至不需要調(diào)整運轉(zhuǎn)，加之慢車轉(zhuǎn)速的閉環(huán)控制、引氣最佳化，結(jié)合自動油門等 措施，能夠減少燃油消耗。

（3）提高可靠性。由于采用余度技術(shù)、故障診斷、恢復(fù)功能，而且減少了超溫、超轉(zhuǎn)、過應(yīng)力等情況，使發(fā)動機的可靠性提高。

（4）降低成本。由于包括自測試、診斷、記憶等功能，可實施計算機輔助故障診斷，給維護帶來方便。加上更換控制裝置不需要調(diào)整運轉(zhuǎn)，使發(fā)動機維修成本降低。

（5）易于實現(xiàn)發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控，易于實現(xiàn)與飛機控制的一體化。3.FADEC的最新研究進展

目前的發(fā)動機控制系統(tǒng)是集中式余度FADEC，所有的控制規(guī)律處理和計算、余度管理以及輸入/輸出信號的濾波和處理都經(jīng)由FADEC進行，控制系統(tǒng)中最重的是引線和接頭。未來的FADEC將采用分布式控制系統(tǒng)，與集中式FADEC相比，引線數(shù)、接頭數(shù)和重量分別由2214kg、112kg和134kg減少到320kg、80kg和50kg。在分布式控制系統(tǒng)中，靈巧裝置通過一條余度的高速數(shù)字數(shù)據(jù)總線和FADEC通信。靈巧裝置可以是一個傳感器，或一個作動器，或是兼有傳感和作動功能的裝置。每個靈巧裝置有自己的處理元件，可以執(zhí)行所要求的當?shù)毓δ堋槭箿厣凸淖钚?，還將采用變速和變流量泵。

除了降低發(fā)動機控制系統(tǒng)的復(fù)雜性和重量之外，分布式控制系統(tǒng)的優(yōu)點還有：由于采用通用模塊和標準接口，縮短了研制周期和降低了成本（60%）；通過對每個靈巧裝置進行自檢和診斷，降低了維修成本；采用新的元件級技術(shù)，對中央處理計算機的改動最小甚至無需改動，設(shè)計和升級的靈活性大；FADEC可以遠離發(fā)動機安裝，進一步降低重量，改善可靠性和控制系統(tǒng)的總和。

分布式控制系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)有：分布式控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)和運行模式；余度多路傳輸光纖總線；多余度數(shù)字處理機和并行處理技術(shù)；耐高溫的靈巧傳感器和作動器；重量輕的變速、變流量電動燃油泵；發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)視和管理系統(tǒng)。

（1）靈巧傳感器和作動器。傳感器和作動器占發(fā)動機控制系統(tǒng)重量的相當大一部分。所有的傳感器和作動器都需要某種形式的補償，即它們自己的控制系統(tǒng)。在分布式控制系統(tǒng)中，傳感器和作動器與電子模塊組裝在一起。該電子模塊為傳感器和作動器提供如下功能：主動

補償環(huán)境條件（如溫度）的影響；信號調(diào)制和轉(zhuǎn)換；故障診斷、超限檢查和自檢，對FADEC工作狀態(tài)提出建議；對作動器進行閉環(huán)控制；提供與FADEC的簡單通信和接口。靈巧光學(xué)“火焰”傳感器，事實上可以應(yīng)用在任何具有加力或低NOx 燃燒室的發(fā)動機上。該技術(shù)可使傳感器更小、更輕，在高溫范圍內(nèi)有更可靠的火焰檢測功能，而且不需要冷卻。

（2）高溫電子裝置。靈巧傳感器和作動器中的電子模塊在高溫環(huán)境下工作，并且不能用燃油來冷卻，因此，需要發(fā)展高溫電子裝置。目前，常規(guī)的電子裝置的耐溫能力125℃，通過應(yīng)用砷化鎵材料，并采用集成注射邏輯(I2L)電路設(shè)計技術(shù)，可使集成電路的工作環(huán)境溫度達到300℃。I2L是一種雙極構(gòu)型的大規(guī)模集成邏輯電路，由于這種設(shè)計的晶體管體積較小，從而可以減小漏電。漏電隨溫度按指數(shù)上升，并且會引起許多系統(tǒng)、裝置故障，因此，減小漏電非常重要。提高溫度可靠性的金屬化其他嘗試還包括金屬化系統(tǒng)和漫射障板。利用黃金可以把電阻接觸點的耐溫能力擴大到600℃。

（3）數(shù)據(jù)總線--發(fā)動機局域網(wǎng)（EAN）。EAN是連接靈巧裝置和FADEC的通信網(wǎng)和電網(wǎng)。在EAN內(nèi)，每一通道有一條或兩條纜線。每一條纜線有一對加屏蔽的盤繞導(dǎo)線，用以在FADEC和靈巧裝置之間傳遞數(shù)字數(shù)據(jù)，還有一對加屏蔽的盤繞導(dǎo)線，用以從FADEC向靈巧裝置通電。如果用改善屏蔽的辦法還不能消除電力網(wǎng)噪聲對數(shù)據(jù)網(wǎng)的干擾，就需要改變電源頻率和波形。若使用光導(dǎo)通信總線和光學(xué)接口，則大大消除這種電子干擾，進一步減輕重量。

（4）變速、變流量電動燃油泵。采用電力驅(qū)動的變速、變流量電動燃油泵能夠使發(fā)動機燃油泵結(jié)構(gòu)簡單、重量輕。發(fā)展耐高溫的有機基復(fù)合材料和金屬基復(fù)合材料可進一步減輕重量。變排量旋板式燃油泵采用魯棒設(shè)計，在高關(guān)閉度（即小流量）狀態(tài)具備較低的溫升，可以滿足未來飛機熱管理方面的苛刻要求。

三、結(jié)束語

從美國NASA等研究機構(gòu)對先進控制概念的評估和篩選及最終排序可以看出發(fā)動機控制系統(tǒng)研制的發(fā)展趨勢。盡管出現(xiàn)了諸多的“先進控制”、“主動控制” 等概念，但要解決的主要技術(shù)問題不外乎美國高性能渦輪發(fā)動機綜合技術(shù)（IHPTET）計劃中歸納的三個方面，即：增加控制性能；減輕重量；提高對不利環(huán)境的容限。隨著輕重量材料的應(yīng)用、微處理器能力的進一步開發(fā)，F(xiàn)ADEC已進入實用階段，并以它突出的優(yōu)點廣泛應(yīng)用于各種新型航空發(fā)動機。

中國渦扇發(fā)動機資料：

渦扇6(WS6)渦扇發(fā)動機

牌

號 渦扇6 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 中國

廠

商 沈陽航空發(fā)動機研究所/沈陽黎明發(fā)動機制造公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 完成飛行前規(guī)定試車后，停止研制 裝機對象 渦扇6 殲擊機

渦扇6G 殲擊機

渦扇6甲 運9運輸機（已下馬的大型軍用運輸機，并非是運8改進運9）研制情況

1964年5月，空軍提出設(shè)計一種比殲7殲擊機更先進的新型飛機的技術(shù)要求。此后，沈陽飛機研究所和沈陽航空發(fā)動機研究所開始方案研究。1964年10月，提出了新型飛機和發(fā)動機的初步方案，經(jīng)過空軍和航空工業(yè)部門討論，決定新機設(shè)計分兩步走。第一步，設(shè)計一種新飛機，裝兩臺改進設(shè)計的渦噴發(fā)動機，即后來的殲-8飛機和WP7甲發(fā)動機。第二步，設(shè)計一種更先進的高空高速殲擊機，裝一臺新設(shè)計的加力式渦扇發(fā)動機，新發(fā)動機編號為渦扇6，代號WS6。1965年9月完成方案論證工作，開始技術(shù)設(shè)計，1966年5月投入試制?！拔母铩逼陂g研制進度受到一定影響，1968年6月首臺試驗機開始臺架運轉(zhuǎn)試車。1980年10月，性能達到設(shè)計指標。1982年10月通過24h飛行前規(guī)定試車。整機試車共334h。后因飛機研制計劃的改變，渦扇6失去使用對象，于1984年停止研制。

渦扇6發(fā)動機是沈陽航空發(fā)動機研究所自行研制的第一種推重比為6一級的軍用加力渦扇發(fā)動機。它是針對高空高速殲擊機的技術(shù)要求而設(shè)計的。在發(fā)動機參數(shù)和控制計劃的選擇方面，充分注意了提高發(fā)動機推重比和高速性能。選用了高的渦輪進口溫度和接近最佳的總增壓比，采用了跨音速風扇、氣冷式高溫渦輪和平行進氣的加力燃燒室。選用了能夠發(fā)揮高空高速性能優(yōu)勢的控制計劃。該發(fā)動機的特點是：高速推力大，亞音速巡航經(jīng)濟性好，起動、加速快。轉(zhuǎn)子采用5支點支承方案，結(jié)構(gòu)緊湊，布局合理，并應(yīng)用了較多的鈦合金材料。因此，發(fā)動機重量輕，推重比大。

渦扇6在研制過程中，曾遇到大量的技術(shù)問題，其中比較主要的有：起動困難、壓氣機

喘振、渦輪進口溫度高及振動大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技術(shù)儲備，主要部件的試驗研究不夠充分，特別是核心機壓氣機部件效率較低、喘振裕度小，給調(diào)試帶來不少困難。主要部件經(jīng)過多次修改、試驗和在整機上反復(fù)調(diào)試，作了大量的工作，到1980年底使各部件及總體性能均達到了設(shè)計指標。

1980年，在WS6的基礎(chǔ)上發(fā)展了渦扇6改進型(代號WS6G)。和原設(shè)計相比提高了低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，風扇由3級改為2級，但其壓比卻由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同時提高了渦輪進口溫度，將原來的環(huán)管燃燒室改為環(huán)形燃燒室。在外廓尺寸與WS6相同和質(zhì)量減輕100kg的條件下，設(shè)計狀態(tài)的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月進行了WS6G準驗證機試車，達到了預(yù)計的的推力指標，證明了WS6G方案在技術(shù)上是可行的。后因國內(nèi)沒有與之相配的飛機，因而未能立項研制。

1970年，還針對運輸機發(fā)展的需要，發(fā)展了WS6甲(即910甲)型發(fā)動機，采用單級風扇，帶中間壓氣機，增大了總空氣流量和涵道比，不帶加力。生產(chǎn)了3臺試驗機。后因飛機研制計劃改變，于1973年停止研制。

進 氣 口 軸向，環(huán)形，無進口導(dǎo)流葉片。進氣錐固定在風扇轉(zhuǎn)子上，與轉(zhuǎn)子一起旋轉(zhuǎn)。風

扇 3級軸流式。風扇第1級為跨音速級，第2、3級為亞音級。設(shè)計轉(zhuǎn)速6400r/min，壓比為2.15。第1級轉(zhuǎn)子葉片在葉高2/3處有凸肩。第1級靜子葉片共34片，支承著風扇轉(zhuǎn)子的前支點，其中30片是實心的，4片是加厚的空心葉片，用于軸承供回油和通氣。第2、3級靜子葉片是空心的板料結(jié)構(gòu)，中間充填泡沫塑料，以增強剛性，減少振動。風扇葉片和盤的材料均為鈦合金TC4。機匣和靜子為鈦合金TA7。

中介機匣 位于風扇與壓氣機之間，是發(fā)動機主要承力件之一。由內(nèi)外殼體、分流環(huán)和8根支板等組成。由分流環(huán)隔為內(nèi)、外涵兩股氣流通道。中介機匣內(nèi)涵流道的出口處安裝有壓氣機可調(diào)的進口導(dǎo)流葉片?？烧{(diào)導(dǎo)流葉片的操縱機構(gòu)和中央傳動齒輪機匣固定在中介機匣內(nèi)腔。中介機匣的左右兩側(cè)固定著發(fā)動機的主安裝結(jié)，其下方固定著發(fā)動機附件傳動機匣，附件由高壓轉(zhuǎn)子傳動。中介機匣由TC4鈦合金經(jīng)鑄造、焊接而成。

高壓壓氣機 11級軸流式。壓氣機第1級為跨音速級，其余為亞音級，設(shè)計壓比為6.78，設(shè)計轉(zhuǎn)速為9400r/min。壓氣機進口有可調(diào)導(dǎo)流葉片，第5級后有放氣環(huán)，二者聯(lián)動，按壓氣機換算轉(zhuǎn)速進行控制。壓氣機轉(zhuǎn)子是盤鼓式結(jié)構(gòu)。壓氣機靜子機匣分前、后兩段，在垂直平面內(nèi)均有縱向接合面。第1～6級葉片、盤和機匣前段的材料為鈦合金TC4，機匣后段和后5級轉(zhuǎn)子的材料為耐熱合金GX8。燃 燒 室 環(huán)管式。有10個帶預(yù)混室頭部、6段氣膜冷卻式火焰筒和10個雙油路離心噴嘴。兩個直接點火的高能電嘴分別裝于第4和第7號火焰筒上。為便于火焰筒的拆裝，燃燒室外機匣分為前后兩段，前段為擴壓器外壁，后段為直的圓筒。燃燒室的材料為耐熱合金GH132。高壓渦輪 2級軸流式。第1級導(dǎo)向器葉片和工作葉片為空心氣冷葉片，兩級工作葉片均帶 冠。渦輪機匣采用整體式焊接結(jié)構(gòu)，外環(huán)上鑲有高溫釬焊的蜂窩密封環(huán)。導(dǎo)向葉片材料為K3，第1級工作葉片材料為M17，第2級工作葉片材料為K5，所有葉片均為精鑄件。

低壓渦輪 2級軸流式。兩級工作葉片實心帶冠。第1級導(dǎo)向器有16個大弦長空心葉片與 其內(nèi)外環(huán)構(gòu)成第4、5號兩個支點的承力機匣。低壓渦輪機匣是整體焊接結(jié)構(gòu)，分前后兩段。第2級導(dǎo)向器葉片裝在前段機匣里。帶蜂窩結(jié)構(gòu)的第2級渦輪外環(huán)裝在后段機匣里。導(dǎo)向器葉片材料為K14，工作葉片材料為GH37和GH33。加力燃燒室平行進氣式。燃燒段有全長隔熱防振屏。在內(nèi)外涵氣流邊界層的內(nèi)側(cè)有一圈環(huán)形雙壁結(jié)構(gòu)的主穩(wěn)定器，為引燃式值班點火穩(wěn)定器(長明燈)，用兩個半導(dǎo)體高能點火電嘴直接點火。在內(nèi)涵氣流部分還有兩圈環(huán)形穩(wěn)定器。3圈環(huán)形穩(wěn)定器間用傳焰槽連結(jié)。主穩(wěn)定器外圍有徑向穩(wěn)定器24根。采用分區(qū)分壓供油，內(nèi)外涵3區(qū)，直流式噴油桿，每區(qū)分主副油路，可保證在整個飛行包線內(nèi)加力燃燒室工作穩(wěn)定。

尾噴管

簡單收斂式。有24個調(diào)節(jié)片，由6個機械同步液壓作動筒操縱。

控制系統(tǒng) 電氣機械液壓式。機械液壓式燃油自動控制系統(tǒng)。主要包括：主泵F33為高壓齒輪泵；主控制器F14，按組合參數(shù)[Wf/N2/P2=f(πc)]調(diào)節(jié)供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器F13A，按準相似供油規(guī)律調(diào)節(jié)供油，感受T1、P3；尾噴口控制器F38，按保持給定的渦輪膨脹比變化規(guī)律[P6=P3*f(πc)]控制噴口面積；壓氣機控制器F12C，按壓氣機換算轉(zhuǎn)速控制壓氣機進口導(dǎo)流葉片角度和放氣環(huán)的開關(guān)；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均為沈陽航空發(fā)動機研究所研制的。

滑油系統(tǒng) 為封閉式反向循環(huán)系統(tǒng)(滑油散熱器位于增壓泵后的供油路上)。包括1級供油泵、4級回油泵、燃油－滑油散熱器和高空活門等。采用4109高溫合成滑油。起動系統(tǒng) 使用KJ-40A空氣渦輪起動機完成地面起動。

點火系統(tǒng) 主燃燒室和加力燃燒室各采用兩套高能點火裝置和電嘴，直接點火。

防冰系統(tǒng) 在發(fā)動機進氣錐外表面涂憎水涂層，并從高壓壓氣機出口引熱空氣進入整流罩內(nèi)，對進氣錐表面加溫。

最大加力推力(daN)

WS6

12220

WS6G

13830 中間推力(daN)

WS6

7130

WS6G

8385

WS6甲

10169 加力耗油率[kg/(daN?h)]

WS6

2.3045

WS6G

2.338 中間耗油率[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 空氣流量(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 總增壓比

WS6

14.60

WS6G

17.50

WS6甲

19.72

渦輪進口溫度(℃)

WS6

1077

WS6G

1207

WS6甲

1107 最大直徑(mm)

WS6

1370

WS6G

1370

WS6甲

1460 長度(mm)

WS6

5645

WS6G

4654

WS6甲

3080 質(zhì)量(kg)

WS6

2100

WS6G

2000

WS6甲

2210

渦扇9(WS9)渦輪風扇發(fā)動機 牌

號 渦扇9 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 中國

廠

商 西安航空發(fā)動機公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀 用英國毛料試制成功，現(xiàn)進行部分國產(chǎn)化生產(chǎn) 裝機對象 殲轟-7 研制情況

渦扇9雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風扇發(fā)動機是西安航空發(fā)動機公司根據(jù)1975年12月13日中國技術(shù)進口總公司與英國羅爾斯?羅伊斯公司簽訂的斯貝MK202發(fā)動機專利許可權(quán)和生產(chǎn)合同制造的。中國代號為WS9。

英國MK202發(fā)動機裝用于英國“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中國的WS9發(fā)動機原擬裝用于中國的殲擊機或殲轟機上。

1976年3月開始試制，1979年7月25日第一臺使用英國毛料制造的零組件并用羅爾斯?羅伊斯公司的外購件和附件的渦扇9發(fā)動機完成裝配，同年11月13日完成150h持久試車。首批共制造4臺。

1980年初，中國制造的兩臺WS9發(fā)動機和兩套部件在英國高空臺上作了高空性能、功能、再點火試驗和-40℃冷起動試驗，并對其5種零部件作了強度試驗考核。1980年5月30日，中英雙方在考核試驗報告上簽字。至此，成功地通過了用英國毛料試制出的WS9發(fā)動機的各項考核試驗。原擬接著進行國產(chǎn)毛料試制，但由于當時國民經(jīng)濟調(diào)整，使國產(chǎn)化進度拖后。

目前進行的斯貝發(fā)動機部分國產(chǎn)化工程，除了實現(xiàn)發(fā)動機大修所需備件的國產(chǎn)化，也為

進一步實現(xiàn)整機國產(chǎn)化奠定了基礎(chǔ)。完成部分國產(chǎn)化工程后，將繼續(xù)向整機國產(chǎn)化目標努力。

WS9發(fā)動機是一個成熟的機種。其主要特點是高速性能好，工作性能可靠，經(jīng)濟性好，翻修壽命長，使用維護方便。

進氣口 位于發(fā)動機前端，進氣機匣為裝有19個進口導(dǎo)流葉片的整體不銹鋼焊接件，機匣材料為S/SJ2，葉片為S/607。進氣機匣、導(dǎo)流葉片的前后緣內(nèi)腔以及頭部整流罩通高壓壓氣機第12級熱空氣防冰。頭部整流罩內(nèi)裝有前軸承滑油泵。

風扇 5級軸流式，風扇增壓比為2.77。轉(zhuǎn)子100%轉(zhuǎn)速為9115r/min。A/FLS鋁合金鍛造機匣水平對開，第1～5級靜子葉片均為A/FLS精鍛鋁合金。風扇轉(zhuǎn)子為鼓盤式結(jié)構(gòu)，第1和第5級轉(zhuǎn)子葉片為T/AV鈦合金，葉身帶阻尼凸臺，葉根以燕尾形榫頭與盤聯(lián)接。第2～4級轉(zhuǎn)子葉片為A/FLS鍛造鋁合金，葉根用銷釘與盤聯(lián)接。前軸與第1級盤用12%鉻鋼S/SJV制成一體，第2～5級盤用鈦合金T/SZ制成，為發(fā)夾形結(jié)構(gòu)，后軸用3%鉻鉬鋼S/HBH制成。壓氣機 12級軸流式，增壓比為7.24。轉(zhuǎn)子100%轉(zhuǎn)速為12640r/min。不銹鋼S/SJ2鍛制機匣沿垂直面對開，第1～12級靜子葉片均用不銹鋼制成(進口導(dǎo)流葉片和第1～11級為S/SNV，第12級為S/SJ2)。高壓進口導(dǎo)流葉片可調(diào)。高壓壓氣機轉(zhuǎn)子為鼓盤式結(jié)構(gòu)，第1～8級轉(zhuǎn)子葉片材料為鈦合金(其中第1～5級為T/AV，第6～8級為T/SZ)，第9～12級轉(zhuǎn)子葉片材料為抗蠕變鐵素體鋼S/SAV，第1級葉片帶阻尼凸臺，采用銷釘與盤聯(lián)接，第2～12級葉片均采用燕尾形榫頭與盤聯(lián)接。

高壓壓氣機 前軸用S/HBH鋼制成，后軸用鉻鉬釩鋼S/CMV制成。第1～6級盤用抗蠕變鐵素體不銹鋼S/STV制造，第7～11級盤用S/SAV制造，第12級盤用鎳鉻鐵耐熱合金N901制造，第2～12級盤均為發(fā)夾形結(jié)構(gòu)。高壓壓氣機設(shè)置放氣機構(gòu)，用以防喘。

燃燒室 環(huán)管式。10個氣膜冷卻火焰筒，主體材料為C263鎳鉻鈷高溫合金，雙路雙室離心式噴嘴安裝在燃燒室前部，并裝有2個高能點火電嘴。燃燒室機匣材料為不銹鋼S/SJ2，整體式結(jié)構(gòu)。

高壓渦輪 2級軸流式。第1、2級導(dǎo)向器葉片和第1級轉(zhuǎn)子葉片均為空心氣冷式結(jié)構(gòu)，轉(zhuǎn)子葉片均帶葉冠，用樅樹形榫頭與盤聯(lián)接。第1級導(dǎo)葉材料為鈷基高溫合金HS31，第2級導(dǎo)葉為鎳基高溫合金C1023，第1、第2級轉(zhuǎn)子葉片材料為鎳基高溫合金MarM002，所有葉片均為無余量精鑄而成。

1、2級渦輪盤均由N901高溫合金制成，高壓渦輪軸用S/CMV鋼制成。高壓渦輪軸承采用彈性支承結(jié)構(gòu)。低壓渦輪 2級軸流式。第1級導(dǎo)葉材料為鎳基高溫合金C1023、第2級導(dǎo)葉為C130鎳基合金，均用無余量精鑄而成。第1級轉(zhuǎn)子葉片材料為鎳基合金N105，第2級轉(zhuǎn)子葉片為鎳基合金N80A。

1、2級低壓渦輪盤和低壓渦輪軸均由N901高溫合金制成。低壓渦輪軸承采用彈性支承結(jié)構(gòu)。

加力燃燒室 在加力燃燒室前設(shè)有排氣混合器，以均勻摻混內(nèi)外涵氣流。加力擴散段內(nèi)裝有5塊整流支板、3圈蒸發(fā)式火焰穩(wěn)定器和3圈燃油總管，并裝有催化點火器。加力筒體內(nèi)設(shè)置防振蕩燃燒的隔熱屏。加力筒體和隔熱屏材料均為C263。

尾噴管 超音速尾噴管。由可調(diào)式主噴口、引射噴管和作動環(huán)組成。噴口無級調(diào)節(jié)?？刂葡到y(tǒng) 以機械液壓式為主，輔以部分電調(diào)。可控制高壓和低壓轉(zhuǎn)速、高壓壓氣機出口壓力和溫度以及渦輪后的排氣溫度。使用加力時，壓比調(diào)節(jié)器和噴口滑油(液壓)系統(tǒng)自動調(diào)節(jié)噴口面積。

燃油系統(tǒng) 使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系統(tǒng)中，采用RLB-4低壓燃油泵，出口燃油壓力為550kPa，高壓燃油泵為RZB-1，出口燃油壓力為4140～8280kPa，使用的燃油流量調(diào)節(jié)器為RT-18。加力燃油系統(tǒng)中，使用RQB-1加力燃油流量調(diào)節(jié)器和RT-19加力點火燃油控制器。

滑油系統(tǒng) 使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高溫合成航空潤滑油。發(fā)動機

主滑油泵為6級(1級增壓，5級回油)齒輪式；低壓壓氣機前軸承設(shè)有單獨的供、回油泵；傳動飛機附件的輔助齒輪箱內(nèi)也設(shè)置一個回油泵；發(fā)動機滑油箱容量為5.7L?；拖到y(tǒng)中設(shè)置2個空氣冷卻的滑油散熱器HSR-1和1個燃油冷卻的滑油散熱器HZS-1。

起動系統(tǒng) 使用DQ-23燃氣渦輪起動機，起動機輸出軸與發(fā)動機的傳動比為1.0454。點火系統(tǒng) 使用DHQ-13高能點火裝置，2個高能點火電嘴BDZ-8A裝在4號和8號火焰筒內(nèi)，點火能量為2.5J。

附面層控制系統(tǒng) 從高壓壓氣機第7級或第12級放氣口連續(xù)引氣(最大引氣量可達發(fā)動機進口空氣流量的7%)，通過附面層控制引氣管路輸送到飛機機翼或襟翼表面以吹除附面層，進行增升(力)，并改善飛機起降時的操縱性。

空氣系統(tǒng) 一部分從高、低壓壓氣機及外涵引出的空氣，用于冷卻熱端零部件，保護軸承腔室，防止滑油消耗量過大和平衡軸向力。另一部分引氣供發(fā)動機控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)用。

支承系統(tǒng) 發(fā)動機支承在7個軸承上。低壓轉(zhuǎn)子采取1-2-1支承形式，高壓轉(zhuǎn)子采取1-2-0支承形式。在7個軸承中，第4、5號軸承為止推滾珠軸承，其余5個軸承為滾棒軸承。第6、7號軸承采用彈性支承。發(fā)動機采用內(nèi)、外混合傳力。發(fā)動機借助2個主安裝節(jié)和1個輔助安裝節(jié)固定在飛機上，主安裝節(jié)位于發(fā)動機中介機匣水平兩側(cè)，輔助安裝節(jié)位于排氣混合器機匣過渡段后安裝環(huán)外。

最大加力推力(daN)(不接通附面層控制放氣)

9126 最大不加力推力(daN)(不接通附面層控制放氣)

5449～5583 中間推力(daN)(不接通附面層控制放氣)

4993 最大連續(xù)推力(daN)(不接通附面層控制放氣)

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 空氣流量(kg/s)

89.4～96.2 涵道比

0.62 總增壓比

20.0 渦輪進口溫度(℃)

1167 最大直徑(mm)

1093 長度(mm)(噴口全開時)

5205

(噴口面積最小時)

5061 質(zhì)量(kg)(不包括飛機附件)

1842

渦扇10發(fā)動機的真實資料已被剔除，避免泄密！

這里僅列出網(wǎng)上流傳的有關(guān)渦扇10發(fā)動機和其它正在研發(fā)中的渦扇發(fā)動機資料：

渦扇10/10A是一種采用三級風扇，九級整流，一級高壓，一級低壓共十二級,單級高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)的大推力高推重比低涵道比先進發(fā)動機。黎明在研制該發(fā)動機機時成功地采用了跨音速風扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風扇轉(zhuǎn)子，鈦合金精鑄中介機匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴散隨口，高壓機匣處理以及整機單元體設(shè)計等先進技術(shù)。渦扇10A的制造工藝與F100、AL-31F相似，十分先進，外涵機匣利用中推部分先進技術(shù)采用高性能的聚酰亞樹脂復(fù)合材料，刷式密封，機匣所用材料與美制F414相似，電子束焊接整體渦輪葉盤，超塑成形/擴散連接四層風扇導(dǎo)流葉片，鈦合金寬弦風扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環(huán)燃燒室，收擴式噴口，全權(quán)限電子控制技術(shù)，結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計，發(fā)動機制造和設(shè)計十分先進，不亞于世界同時期先進水平。其中渦輪葉片采用定向凝固高溫合金先進材料，無余且精鑄和數(shù)控激光打孔等先進工藝，以及對流、前緣撞擊加氣膜“三合一”?的多孔回流復(fù)合冷卻先進技術(shù)，使渦輪葉片的冷卻效果提高了二倍，而且耐5000次熱沖擊試驗無裂紋發(fā)生。渦扇10的渦輪葉片雖然是定向結(jié)晶的DZ125，但采用了我國獨創(chuàng)的低偏析技術(shù)，其綜合性能可以和第一代的單晶高溫合金媲美。渦扇10的性能為：空氣進量100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750k，渦扇10加力風扇的性能的一些主要數(shù)據(jù)為如下：高、低轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速分轉(zhuǎn)別是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增壓比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃燒室及加力燃燒室供油量分別為2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機研究所研制的FADEC。渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態(tài)，提高高溫強度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

由于運用了高推預(yù)研的先進成果，渦扇10A的三級低壓壓比甚至比AL—31F的四級低壓部分還要高，九級高壓，壓比12，效率85%，總壓比、效率、喘震余度高于AL—31F，總壓比與F110相似，達30以上,渦輪前溫度為1747K，推質(zhì)比為7.5（國際標準，非俄式標準），全加力推力為13200千克，重量比AL—31F要輕。相比之下，AL—31F渦輪前溫度只有1665K，推質(zhì)比7.1（國際標準，俄式標準為8.17），全加力推力12500千克；F110的渦輪前溫度為1750K，推質(zhì)比為7.57（國際標準），全加力推力為13227千克。總體比較，渦扇10A性能要遠高于AL—31F，與F110相似。其定型時間為2003年，服役時間為2005年。先說明一部高性能渦輪扇噴射引擎應(yīng)俱備的條件：

目前軍用渦輪扇噴射引擎幾乎都是雙軸（dual-pool stage），有四大部分：（1）雙軸系壓縮機（dual-axial compressor）由低壓壓縮機（LPC）及高壓壓縮機（HPC）組成、（2）燃燒機、（3）雙軸系渦輪，即高壓渦輪（HPT）及低壓渦輪（LPT），（4）后燃器。

設(shè)計高性能渦輪扇噴射引擎必須要注重以下三大問題：

1、避免壓縮機葉片因轉(zhuǎn)速過，快造成壓縮機后部各級堆積空氣，或進氣道氣流畸變而導(dǎo)致的失速（compressor surge），故須有各種糾正措施。舉例說明，J79-GE-15渦噴發(fā)動機依賴調(diào)整高低二級壓縮機轉(zhuǎn)速比，讓壓縮機在任何情況下能夠匹配。當后部阻塞時，應(yīng)用前6級可變傾角靜子葉片，調(diào)整角度以疏導(dǎo)氣流。氣流依序通過2級風扇、6級低壓壓縮機及7級高壓壓縮機，獲得總壓比17。千萬記住，如何以最少的級數(shù)獲得高壓縮比，才是判斷噴射發(fā)動機設(shè)計技術(shù)的重要指標。

2、減輕壓縮機重量，以使離心力及大量施功于空氣所生的機械負荷，不超過制造壓縮機葉片所用合金所能承受的最大的機械強度。故前部壓縮機葉片可用鈦合金，后部壓縮機葉片因溫度升高必須用其他耐高溫合金。

3、使渦輪工作更有效，以帶動壓縮機更快旋轉(zhuǎn)。所以必須要產(chǎn)生讓渦輪運轉(zhuǎn)更快的高溫氣體，同時減輕渦輪自身重量。于是就須要提高渦輪進氣溫度，及應(yīng)用高強度及更耐來制造葉片。對渦輪葉片性能影響最大的是高溫合金的鑄造技術(shù)。當然那根渦輪軸的加工精度也很重要，否則摩擦熱會燒毀引擎。

先談一些技術(shù)指標的意義

1、旁通比（BPR）= 旁通的氣體質(zhì)量 / 流進核心機的氣體質(zhì)量。高BPR意味著更少的空氣流過核心機，所以提高總壓縮比就越容易，這是渦扇噴射引擎的基本想法。根據(jù)推進效率，渦輪扇引擎在亞音速飛行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR說明更多的空氣流過核心機，在超音速飛行中，在加力狀態(tài)下，低BPR能使單位流量推力增加，燃油耗油率降低。

2、總壓縮比（TPR）= 壓氣機后出口壓力 / 壓氣機前進口壓力。高總壓縮比使壓氣機和進氣裝置的調(diào)節(jié)成為必要，且越來越復(fù)雜。高總壓縮比也使渦扇引擎的壓氣機穩(wěn)定性裕度面臨極大考驗，壓力越大越容易造成失速。所以遠程轟炸機或民航機因為不須作激烈的機動，不需極復(fù)雜的調(diào)節(jié)裝置，可由提高TPR，來降低燃油耗油率，增加航程。但對于戰(zhàn)斗機，提高TPR必須有節(jié)制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B-1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本設(shè)計，將TPR從原來的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不變。與其一味提高TPR，不如以最少的壓縮級數(shù)來達到所需的壓縮比。

3、前渦輪進氣溫度（TIT），戰(zhàn)機引擎的發(fā)展是通過提高TPR與TIT，來增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好渦輪效率，高溫氣體足夠有效帶動渦輪的運動，所以渦輪級數(shù)可降低。在研制時，AL-31F超重，將均為二級的高低渦輪，各改為單級，導(dǎo)致渦輪效率比設(shè)計值低4%，通過提高TIT從1350C到1392C來補償。BPR的選擇與TIT的極限有密切關(guān)系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的極限下，戰(zhàn)斗機的BPR應(yīng)選擇0.15~0.5之間，TPR = 20~30。

由于軍用引擎設(shè)計參數(shù)不容易取得，但通過幾個特徵約可一窺全貌：

推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

第一代渦輪噴射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

第二代渦輪噴射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

第三代渦輪噴射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

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

WS-6G（在1982年試驗達設(shè)計指標）的參數(shù)：TIT = 1473K、TPR = ~

19、BPR = 0.62、T/W ~7?？梢奧S-6G的性能劣于第四代渦扇噴射引擎，但比第三代渦輪噴射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。從設(shè)計指標看來，WS-6G比WS-9先進。與西方第四代渦扇噴射引擎相比，WS-6G設(shè)計之主要差距，表現(xiàn)在壓縮機效率與渦輪葉片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市場觀念，中央計劃經(jīng)濟的產(chǎn)物。上面一聲令下，科研人員只負責把東西研制出來。首先最大138kn推力量級本就與現(xiàn)實不符合，WS-6G 的最大推力應(yīng)該是90~110kn量級才是，無論是單發(fā)或雙發(fā)都適合。

發(fā)動機的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發(fā)動機高空高速性能不好，F(xiàn)100-PW-100的BPR為0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到強化，BPR變成0.33，總壓比達到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛機持續(xù)轉(zhuǎn)彎率來說，與速度成反比，與(n**2-1)**0.5成正比，n為過載因子。提高過載必須(1)低翼載，(2)高推力，(3)低零升阻力（簡言之，非升力產(chǎn)生的阻力）與低誘導(dǎo)組力（因升力產(chǎn)生的阻力）。因為發(fā)動機推力與高度、速度有關(guān)，飛機能否飛出大過載，實際上受限于發(fā)動機的高空高速性能，這在超音速機動中尤其重要。

渦扇10性能如何？對其設(shè)計可說一無所知。但燃氣渦輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機，應(yīng)指LPC。至于級壓縮比未知，608所研制的WJ9用來取代Y-12上P&W的PT-6A-27渦槳發(fā)動機，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準計算，三級LPC可獲得3.44的壓縮比，AL-31F四級LPC獲得3.6（級壓縮比1.377），印度GTX-35VS三級LPC為3.2（級壓縮比1.474）。各位認為合理嗎？葉片的三維黏流體設(shè)計，631所與西北工業(yè)大學(xué)研究水準不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F(xiàn)100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。至于級數(shù)。

渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機研究所研制的FADEC，AL-31F為機械液壓系統(tǒng)，F(xiàn)100-PW-129裝有FADEC。

燃燒器確定是短環(huán)噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本態(tài)，提高高溫強度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪與單級低壓渦輪就足以產(chǎn)生足夠的效率，推動壓氣機的運轉(zhuǎn)。而不需要像F100-PW-100一般，用二級高低渦輪。F100的后續(xù)系列因受限于基本設(shè)計，無法更動，只能不斷完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采單級高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合金，后續(xù)發(fā)展型才用單晶渦輪葉片。

渦扇10的旁通比，如果TPR為25，那么旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，表示要壓縮更多的空氣，難度越大，除非增加級數(shù)。換言之渦扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

渦扇10的推重比高于8應(yīng)該沒問題，與AL-31F比，因為渦扇10有比AL-31F更有效的壓縮機，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統(tǒng)也比較先進?？傊?，渦扇10的壓縮機用多少級來產(chǎn)生多少的總壓比是判斷性能的關(guān)鍵。區(qū)別

網(wǎng)上經(jīng)常有人將渦扇10與渦扇10A混淆，其實兩者之間有本質(zhì)的區(qū)別，最大區(qū)別就是核心機的不同，當然空氣流入量、渦輪溫度、推比、推力都不盡相同。其中渦扇10的全加力推力比渦扇10A的要小，渦扇10早在九十年代中期，就在殲十與SU—27上試驗，該機已于2000年定型。時間

渦扇10A于98年裝在殲十上首飛，并進行過長達四十分鍾的超音速試驗，在2000年第一次裝在SU—27上試驗，在與AL—31F混裝試飛當中，曾發(fā)生空中熄火險情。目前，渦扇10A正隨殲十的預(yù)生產(chǎn)型進行邊試飛邊定型試驗，估計今年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機大批量入役。

生產(chǎn)車間的渦扇10 中國渦扇發(fā)動機的研制一般分為6個階段：一是突破單項關(guān)鍵技術(shù)；二是部件驗證；三是核心機；四驗證機；五是型號研制；六是使用發(fā)展。以上部分可以推測出下面所列的發(fā)動機的進度：

（一）目前

①WS10：用于殲

10、殲11后期動力。WS10的研制始于1986年，當時是考慮為殲10配套的，10A是WS10的核心機。1980年代從某國引進2臺某民用發(fā)動機，我國在某國核心機基礎(chǔ)上對核心機進行了改進。1992年10月驗證機在086號飛行臺上開始試飛，1997年開始型號研制(飛行前試驗階段)，2000年10月624所高空臺具有了大推力發(fā)動機的試驗?zāi)芰?，隨后開始型號的高空臺試驗，型號裝機首飛是在2001年7月，2002年6月裝一臺WS10的殲11取得階段性成果，2002-2003年間型號開始裝殲10，2003年12月裝兩臺WS10的殲11A首飛。WS10于2004年9月開始批量生產(chǎn)，2005年底定型。WS10有單發(fā)和雙發(fā)兩種型號，分別為B型和C型。WS10的渦輪前溫度已從原有的1747K提高到1800K，推重比也由原來的7.5提高到7.8左右，推力也由132KN提高到138KN。

②WP13B2：WP13B2即WP13C，推力為7300KG，與昆侖持平，推重比估計6.0以上，低于昆侖的6.5，WP13FⅢ為其單發(fā)型，其具體試飛日期不詳,不過我們可以從中航一集團網(wǎng)站對WP13B2的報道中可以推斷出大概，1991年正式開始整機研制，1999年該型發(fā)動機被列為國家重點型號工程，2002年6月16日開始進行全壽命考核長期試車(而WP13B是在96年4月進行的150小時長期試車，03年定型)，估計要到2007年左右定型,其發(fā)展型值得期待。③WS9：用于“飛豹”殲轟機。英國R&R 公司許可生產(chǎn)的Spey MK 202 發(fā)動機，R&R 公司已經(jīng)向漢和總編輯PKF證實他們正在幫助中國改良Spey MK202，“斯貝”的改良工作已順利完成。

④昆侖：用于殲8換發(fā)的渦噴發(fā)動機。昆侖的研制應(yīng)用了斯貝MK202的技術(shù)，其高壓壓氣機段即參考斯貝MK202。昆侖的加力推力為7300千克，不加力推力為5165千克，加力耗油率

為0.202，不加力耗油率為0.10，推比6.5。2002年昆侖2的加力推力為7800千克，現(xiàn)已提高到加力8010千克，最大5780千克，推重比7.22。發(fā)展型昆侖3加力為8930千克，推重比8.05?，F(xiàn)新昆侖渦噴發(fā)動機（昆侖2）已裝在J-8F上。

⑤關(guān)于推比八的中推：第一階段：1980－1983年，1980年，高推預(yù)研在經(jīng)過了充分論證的基礎(chǔ)上正式開題，以定向基礎(chǔ)研究為主，開展單項課題研究，進行理論方法、計算方法和試驗方法的探索研究；第二階段：1983－1989年，以先進部件關(guān)鍵技術(shù)為主，重點圍繞三大高壓部件及其相關(guān)的強度、控制等系統(tǒng)進行綜合應(yīng)用研究；第三階段：1989－1992年，進行三大高壓部件全尺寸試驗件的設(shè)計和試驗研究；第四階段：1991－1994年1月，進行三大高壓部件匹配技術(shù)、亦即核心機的設(shè)計試驗研究。其后，在“八五”期間，我國自行研制的推重比8一級核心機已完成地面和高空性能試驗；“九五”期間完成了推重比8一級的驗證機設(shè)計；“十五”期間對推重比8一級發(fā)動機的風扇和低壓渦輪進行了改進，為在核心機基礎(chǔ)上進行發(fā)動機派生發(fā)展提供了技術(shù)儲備。

⑥WS13泰山：用于FC－1“梟龍“、FBC－1”飛豹“后期動力。WS13是在RD33的基礎(chǔ)上結(jié)合推比八的中推的技術(shù)而研制的，長4.14米，最大外直徑1.02米交付使用質(zhì)量1135千克，發(fā)動機加力推力86.37千克, 加力耗油率為2.02，不加力推力為56.75KN，不加力耗油率為0.73，巡航推力51.2KN，巡航耗油率0.65，進氣量80kg/s，涵道比0.57總壓比23，大修間隔810H，渦輪進氣口溫度1650K，壽命2100H，推重比7.8，2004年1月點火，預(yù)計 2006年定型。

⑦推力矢量噴管：推力矢量噴管是在2002年初上的606所的試車臺,估計在WS10，2005年定型后裝上殲11首飛。

⑧權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)：我國的全權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)是在2002年下半年裝機首飛的，首飛所裝發(fā)動機型號估計為WP13，2003年初裝上WS10，2003年底第一套上天試飛的發(fā)動機全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)演示驗證通過驗收。

（二）未來

①推比九：在推重比10的發(fā)動機出現(xiàn)以前，我們可能要用現(xiàn)有發(fā)動機發(fā)展型推重比9來代替,它們分別是WS10的發(fā)展型WS10D與WS13的發(fā)展型組成。WS10D的推力估計可達到155KN以上，WS13的發(fā)展型估計可達到接近100KN（參照RD333和F414及F110和F100的發(fā)展型）②推比十：我們同時也在發(fā)展推比10的發(fā)動機，進程如下：“九五”期間度過部件驗證階段,推出三大高壓部件，“十五”期間進入核心機研制階段，其型號分別是624所的CJ2000(中推)與606所的大推，情況如下：中推CJ2000 ：用于四代戰(zhàn)機?！笆濉逼陂g624所的CJ2000率先進入核心機研制階段，CJ2000是以俄羅斯的P2000為參考研制的。樂觀的話預(yù)計CJ2000在2015年可定型(5年核心機，5年驗證機，5年型號)，CJ2000的基本加力推力為95KN，可擴展到120KN（參照EJ200）?？赡艽枮閃S14。推比十的大推

606所大推在2004年完成核心機設(shè)計發(fā)圖，大推則要到2018年定型(5年核心機，5年驗證機，5年型號)，大推的基本加力推力為175KN，可擴展到195KN以上，可能代號為WS15。

（三）總結(jié)

現(xiàn)在我們的殲10和殲11估計已開始用上WS10，而“梟龍”明年將用上WS13。四代機首飛用的可能是WS10及WS13的發(fā)展型，也有可能是俄羅斯的AL41F及RD333，但最終將用上全新的國產(chǎn)推比十的發(fā)動機。這使我國自行研制的發(fā)動機水平上一個臺階，達到縮小與世界先進水平8－10年差距的目標。而與此同時，通過我國先進渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)（ATEKT）研究計劃的實施，可以拿到一批推質(zhì)比12－15一級發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)，為2020年以后研制更高推質(zhì)比水平的發(fā)動機打下基礎(chǔ)。

上圖為WS13的原型,俄羅斯RD33渦扇發(fā)動機圖片.渦扇13(WS13)天山發(fā)動機

天山發(fā)動機的研制成功，又給國產(chǎn)殲擊機注入了一針強心陣，RD33k的發(fā)動機仿制成功“天山”中推發(fā)動機，應(yīng)該是梟龍戰(zhàn)機邁向全國產(chǎn)化的重要一步，因為天山發(fā)動機有俄國參與仿制工作，天山發(fā)動機裝入梟龍飛機的進度要比殲十裝入太行發(fā)動機的進度快。

采用國產(chǎn)發(fā)動機后，直接帶來就是發(fā)動機成本的降低，由目前的資料來看天山或者叫泰山發(fā)動機，天山的技術(shù)相比與RD33k更加先進，推重比7.5在這位個比較高推比的發(fā)動機基礎(chǔ)上研制推力更加大發(fā)動機，并不是很困難，我國剛剛進入渦扇發(fā)動機生產(chǎn)周期，發(fā)動機性能還需要實際考驗證明其性能的穩(wěn)定性和質(zhì)量。

2003年12月，關(guān)鍵性的FC-1動力國產(chǎn)化工作浮出水面。中航一集團宣稱，貴州航空發(fā)動機研究所配合FC-1的研制工作，開展了渦輪風扇發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究和新型渦輪風扇發(fā)動機設(shè)計出圖等工作，拉開了黎陽公司渦輪風扇發(fā)動機研制的序幕。根據(jù)我國渦扇發(fā)動機的發(fā)展現(xiàn)狀及FC-1的具體情況，毫無疑問，此處提及的渦扇發(fā)動機即RD33或其改型。據(jù)互聯(lián)網(wǎng)消息，傳說中貴發(fā)研制的FC-1國產(chǎn)化發(fā)動機WS-13（RD33的國產(chǎn)改進型）已經(jīng)進行多時。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，引進了改良后的RD33的大部分生產(chǎn)工藝設(shè)備對一條WP-13生產(chǎn)線進行技術(shù)改造，俄方負責培訓(xùn)技術(shù)人員和部分工人，培訓(xùn)完一批工人連設(shè)備一起運回，安裝調(diào)試進行生產(chǎn)，合理安排各部件生產(chǎn)進度，交叉并行進行。由中俄雙方在RD33的設(shè)計基礎(chǔ)上，對局部結(jié)構(gòu)設(shè)計進行改良。預(yù)計2004年1月點火，2005年8月定型?，F(xiàn)已進入零件組裝階段。WS-13將命名為“天山-21”。

2006年01月10日據(jù)航空報報道，紅湖機械廠2005年全面啟動WS-13項目的核心機和整機研制任務(wù)，推動工廠由生產(chǎn)渦噴型發(fā)動機向生產(chǎn)渦扇型發(fā)動機的轉(zhuǎn)變。WS-13核心機的關(guān)鍵部件之一環(huán)形火焰筒需要在內(nèi)腔進行高溫陶瓷加工，這種陶瓷是從未使用過的新材料。面對挑戰(zhàn)，紅湖廠6車間工藝室主任兼陶瓷主管工藝員成文衛(wèi)勇挑重擔，經(jīng)過多方查閱資料和自行設(shè)計工藝參數(shù)，終于成功完成了高溫火焰筒的陶瓷加工。結(jié)果表明，產(chǎn)品實物的各項技術(shù)指標和外觀質(zhì)量都達到了樣機標準，個別指標還超過了樣機標準

2006年05月22日 12:33 據(jù)中國航天報5月22日消息，近日航天科工集團公司六院研制的某重點型號發(fā)動機試車成功。這標志著六院的固體發(fā)動機技術(shù)又邁上了一個新臺階。

試車成功受到親臨現(xiàn)場的航天科工集團公司副總經(jīng)理高紅衛(wèi)、總裝備部、二炮等有關(guān)領(lǐng)導(dǎo)的高度贊揚。該發(fā)動機采用了大量的新技術(shù)、新工藝、新材料，擁有多項自主知識產(chǎn)權(quán)。（實際試車成功時間應(yīng)為2005年的4季度）

2003年，關(guān)鍵性的FC-1動力國產(chǎn)化工作就已經(jīng)開始。中航一集團宣稱，貴州航空發(fā)動機研究所配合FC-1的研制工作，開展了渦輪風扇發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究和新型渦輪風扇發(fā)動機設(shè)計出圖等工作，拉開了黎陽公司渦輪風扇發(fā)動機研制的序幕。根據(jù)我國渦扇發(fā)動機的發(fā)展現(xiàn)狀及FC-1的具體情況，毫無疑問，此處提及的渦扇發(fā)動機即RD33或其改型。FC-1國產(chǎn)化發(fā)動機——WS-13（RD33的國產(chǎn)改進型）已經(jīng)進行了3年。該發(fā)動機長4.14米，最大外直徑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?小時。最大狀態(tài)中間推力6710千克（56.75千牛），耗油率0.73千克/十牛?小時。巡航推力5225千克（51.2千牛），耗油率0.65公斤/十牛?小時。進氣量80千克/秒，函道比0.57，渦輪前溫度1650K，總壓比23。

大修間隔810小時，總壽命為2200小時。

WS13結(jié)構(gòu):三級軸流式寬弦實心鈦合金的風扇葉片，經(jīng)兩極電化學(xué)處理的整體葉盤結(jié)構(gòu)，風扇前有電腦控制的可變彎度導(dǎo)流葉片，擴大風扇穩(wěn)定工作范圍。8級軸流式高壓壓氣機(前三級為可調(diào)導(dǎo)流葉片)單級低壓渦輪采用空心氣冷轉(zhuǎn)子葉片，單級高壓渦輪為單晶渦輪葉片和導(dǎo)向器葉片，環(huán)形燃燒室，有葉尖間隙控制的空氣熱交換器，綜合數(shù)字式全權(quán)限控制系統(tǒng)。齒輪箱和附件位于發(fā)動機的下方，性能先進的微型渦輪輔助動力裝置。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，引進了改良后的RD33的大部分生產(chǎn)工藝設(shè)備對一條WP13生產(chǎn)線進行技術(shù)改造，俄方負責培訓(xùn)技術(shù)人員和部分工人，培訓(xùn)完一批工人連設(shè)備一起運回，安裝調(diào)試進行生產(chǎn)，合理安排各部件生產(chǎn)進度，交叉并行進行。由中俄雙方在RD33的設(shè)計基礎(chǔ)上，對局部結(jié)構(gòu)設(shè)計進行改良。2004年已經(jīng)點火，2005年8月也完成定型任務(wù)?，F(xiàn)已進入零件組裝階段。WS-13將命名為“天山21”。

中國渦噴發(fā)動機資料

注意:渦噴發(fā)動機和渦扇發(fā)動機雖同屬噴氣發(fā)動,但是有區(qū)別的!不要弄混了渦噴和渦扇!下圖就是渦噴發(fā)動的結(jié)構(gòu)圖解:

由于渦噴發(fā)動機因為耗油率大,推力難以提高,國外基本上淘汰了渦噴發(fā)動機,只有我們中國還在搞這種發(fā)動機.以下就是中國的部分渦噴發(fā)動機資料: 渦噴8(WP8)

渦噴8渦輪噴氣發(fā)動機結(jié)構(gòu) 牌

號 渦噴8 用

途 軍用渦噴發(fā)動機 類

型 渦輪噴氣發(fā)動機 國

家 中國

廠

商 西安航空發(fā)動機公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 H-6和H-6J 研制情況

渦噴8發(fā)動機是西安航空發(fā)動機公司按前蘇聯(lián)提供的РД-3М發(fā)動機圖紙和資料生產(chǎn)的。1967年1月8日，完成了300h國家交付長期試車，1967年3月29日航定委批準交付部隊使用。這種首翻期壽命為300h的發(fā)動機稱Ⅰ批發(fā)動機。

為了延長使用壽命，改善發(fā)動機性能，并提高其可靠性，在Ⅰ批結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，又研制了800h結(jié)構(gòu)的渦噴8發(fā)動機，1972年7月到1975年10月，分別進行了四次工藝長期試車考核。在成熟的基礎(chǔ)上，1973年底在Ⅰ批結(jié)構(gòu)的發(fā)動機上混裝了可靠性較高的800h結(jié)構(gòu)渦輪轉(zhuǎn)子，首翻期壽命為400h，稱這Ⅱ批發(fā)動機。

經(jīng)一年多的混裝使用，1975年開始，全部生產(chǎn)800h結(jié)構(gòu)的整機，稱為Ⅲ批發(fā)動機。為了穩(wěn)妥起見，初期Ⅲ批發(fā)動機的首翻期壽命暫定為500h。1979年1月，根據(jù)外場使用情況，又將首翻期壽命延為600h；1983年6月，根據(jù)F23042機臺架交付延壽試車的情況和外場使用實際情況，決定1982年以后生產(chǎn)的Ⅲ批發(fā)動機首翻期壽命為800h。

渦噴8發(fā)動機在生產(chǎn)、使用之初就出現(xiàn)了一些可靠性、維修性方面的問題，如高溫起動和高原起動困難，壓氣機第1級轉(zhuǎn)子葉片葉尖排氣邊掉塊，火焰筒筒體冷卻孔裂紋多，渦輪第2級導(dǎo)向器葉片固定螺釘斷裂頻繁等嚴重故障，曾一度使H-6飛機面臨停飛的威脅。為此，采取了一系列技術(shù)措施，基本解決了上述問題，使發(fā)動機的可靠性和維修性得到了改善。壓 氣 機 8級軸流式。進口導(dǎo)流葉片不可調(diào)節(jié)。轉(zhuǎn)子為鼓盤式結(jié)構(gòu)。第1～6級盤用LD7制成，第1～6級轉(zhuǎn)子葉片和1～7級整流葉片用LY2制成，7～8級盤及其轉(zhuǎn)子葉片由于在較高溫度下工作，故分別用34CrNiMoA和13Cr14NiWVBA合金鋼制成。為防止低轉(zhuǎn)速工作時產(chǎn)生喘振，壓氣機第3～4級間設(shè)有自動操縱的放氣機構(gòu)。

燃燒室 環(huán)管式，由14個火焰筒組成，其中4個裝有起動噴油點火器，火焰筒前部裝有雙

室二級離心式燃油噴嘴，起動時借助電蝕電嘴間隙處的電火花點燃混合氣。火焰筒筒體用GH39制成，尾部加強框為GH30，用氬弧焊焊在筒體后部。

渦輪 2級軸流反力式，具有等外徑的氣流通道。盤和承力環(huán)由GH36，第1級渦輪葉片材料為GH36，第2級渦輪葉片和第2級導(dǎo)葉為GH33，第1級導(dǎo)葉為K3精密鑄成。所有葉片均為非冷卻式葉片。

尾噴管 收斂型。尾噴口不可調(diào)節(jié)。防冰系統(tǒng) 發(fā)動機設(shè)有防冰系統(tǒng)，從壓氣機第5級和第7級后引出熱空氣對進口導(dǎo)葉、整流支板和整流罩進行加溫；從第8級后引出熱空氣對機翼前緣加溫。最大推力(daN)

9316 額定推力(daN)

≮7502 非常推力(daN)

10297 最大耗油率[kg/(daN?h)]

≯0.988 額定耗油率[kg/(daN?h)]

≯0.927 推重比

2.94 空氣流量(kg/s)

162.0 總增壓比

6.4 渦輪進口溫度(℃)

810 最大直徑(mm)

1400 長度(mm)

5318 質(zhì)量(kg)

3230

渦噴6(WP6)牌

號 渦噴6 用

途 軍用渦噴發(fā)動機 類

型 渦輪噴氣發(fā)動機 國

家 中國

廠

商 沈陽黎明發(fā)動機制造公司/成都發(fā)動機公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 殲-

6、強-5 研制情況

渦噴6是1958年由黎明發(fā)動機制造公司根據(jù)前蘇聯(lián)提供的РД-9Б技術(shù)資料開始試制的，1959年3月國家鑒定委員會鑒定驗收、批準投產(chǎn)，但實際批生產(chǎn)是在1961年以后開始的，首翻期為100h。經(jīng)多年改進，于1972年首翻期提高到200h。

從1962年開始，成都發(fā)動機公司也試制該機，同年9月制成。在1964～1982年期間，進行了大量改進。首翻期達到200h，1977年實現(xiàn)渦噴6在殲-6和強-5飛機上通用的目標。渦噴6甲系黎明發(fā)動機制造公司為滿足強-5飛機的需要改型研制的，從1964年到1983年經(jīng)過四個批次的改進，性能有較大提高。

進氣口 環(huán)形。進氣錐通過4個整流支板與前機匣相連。

壓氣機 9級軸流式。渦噴6甲加裝可調(diào)進口導(dǎo)流葉片。在第5和第6級之間有放氣口。第1級轉(zhuǎn)子葉片為跨音速設(shè)計。

燃燒室 環(huán)管式。有10個全氣膜冷卻火焰筒，筒壁用7段氣膜冷卻。渦輪 2級軸流式。第1級導(dǎo)向器葉片氣冷，其余葉片均不冷卻。

加力燃燒室 由擴壓器、V型火焰穩(wěn)定器、預(yù)燃室、燃油總管和直流噴油桿組成。尾噴管 簡單收斂式。噴口面積有三個調(diào)節(jié)位置。

控制系統(tǒng) 電氣機械液壓聯(lián)合控制。最大推力(daN)

渦噴6 3187

渦噴6甲 3677 中間推力(daN)

渦噴6

2549

渦噴6甲

2942 加力耗油率[kg/(daN?h)]

1.63 中間耗油率[kg/(daN?h)]

渦噴6

0.99

渦噴6甲

1.00 推重比

渦噴6

4.59

渦噴6甲

5.17 空氣流量(kg/s)

渦噴6

43.3

渦噴6甲

46.2 總增壓比

渦噴6

7.14

渦噴6甲

7.44 渦輪進口溫度(℃)

渦噴6

870

渦噴6甲

920 直徑(mm)

渦噴6甲

668.6(燃燒室處)寬度(mm)

渦噴6

950(燃油滑油附件注油口主放油開關(guān)處)長度(mm)

渦噴6

5420

渦噴6甲

5483 質(zhì)量(kg)

渦噴6

708.1(不包括起動發(fā)電機和燃油增壓泵)

渦噴6甲

725

渦噴7系列(WP7 Series)渦噴7甲渦輪噴氣發(fā)動機結(jié)構(gòu)

牌

號 渦噴7系列

用

途 軍用渦噴發(fā)動機

類

型 渦輪噴氣發(fā)動機

國

家 中國

廠

商 貴州黎陽航空發(fā)動機公司/沈陽黎明發(fā)動機制造公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 渦噴7

殲-7

渦噴7甲

殲-8 白天型

渦噴7乙

殲-7Ⅱ

渦噴7乙B和渦噴7乙Ⅲ 殲-7ⅡH、殲-7L和殲-7出口型 研制情況

渦噴7是黎明發(fā)動機制造公司于1963年按前蘇聯(lián)Р11-Ф-300發(fā)動機開始仿制的，1966年12月國家驗收，1967年小批生產(chǎn)。1968年轉(zhuǎn)至黎陽公司試制，1970年開始批量生產(chǎn)。在使用初期出現(xiàn)了不少影響可靠性、耐久性與維修性的結(jié)構(gòu)問題，通過改變結(jié)構(gòu)、更換材料和改進工藝基本排除故障。首翻期為100h，總壽命300h.1980年后渦噴7原型基本停產(chǎn)。

為滿足殲-8飛機的要求，1965年沈陽航空發(fā)動機研究所開始研制渦噴7甲。1966年3月首次地面臺架試車，性能達到設(shè)計指標。1968年6月通過50h長期試車，獲準飛行。1969年7月，渦噴7甲裝于殲-8飛機通過首飛考核。1970年轉(zhuǎn)黎明發(fā)動機制造公司繼續(xù)研制。從1969年至1979年，總計完成零部件試驗12000h，地面和高空占整機試驗2500h，飛行試驗1000多架次，發(fā)動機運轉(zhuǎn)2200h。渦噴7甲(01批)由沈陽航空發(fā)動機研究所于1979年設(shè)計定型后投入小批生產(chǎn)，首翻期為50h。渦噴7甲(03批)由黎明發(fā)動機制造公司于1981年12月設(shè)計定型，首翻期100h。渦噴7甲(05批)是在(03批)基礎(chǔ)上繼續(xù)延壽改進，1989年設(shè)計定型，首翻期200h。

為滿足殲-7改型的需要，1965年由沈陽航空發(fā)動機研究所和黎明機械公司聯(lián)合在渦噴7甲的基礎(chǔ)上改型發(fā)展渦噴7乙。該型別01批的性能與渦噴7甲相同。1969年轉(zhuǎn)至黎陽公司和貴州航空工業(yè)集團第二設(shè)計所繼續(xù)研制，并加之改進，成為渦噴7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，總壽命300h。此后，又陸續(xù)研制出延壽改型渦噴7乙B和渦噴7乙Ⅲ，分別于1981年和1992年通過技術(shù)鑒定，首翻期為200h和300h，總壽命為600h和900h。

渦噴7系列主要有以下改型：

渦噴7原型，已停產(chǎn)。

渦噴7甲用于殲-8飛機的改型，采用氣冷渦輪，使渦輪進口溫度提高100℃。此外，還采用分區(qū)分壓供油和直流式噴油桿的加力燃燒室設(shè)計技術(shù)。

渦噴7乙在渦噴7甲基礎(chǔ)上的改進型，用于殲-7飛機。在研制中，排除了原壓氣機的薄弱環(huán)節(jié)，改進了主燃燒室安裝邊的材料，解決了主燃燒室壽命短和加力燃燒室壁溫高等問題。現(xiàn)已停產(chǎn)。

渦噴7乙B在渦噴7乙基礎(chǔ)上的延壽改型，有供出口的渦噴7B(M)和7B(BM)批次。

渦噴7乙Ⅲ在渦噴7乙B基礎(chǔ)上的進一步延壽改型，有供出口的渦噴7乙ⅢK和7BⅣ批次。渦噴7乙渦輪噴氣發(fā)動機結(jié)構(gòu) 結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進氣口 環(huán)形。進氣錐隨發(fā)動機轉(zhuǎn)子一起旋轉(zhuǎn)，無進口導(dǎo)流葉片。

低壓壓氣機 3級軸流式。第1級轉(zhuǎn)子葉片為寬弦實心葉片，無阻尼凸臺，共24片。除第1 級盤用40CrNiMoA外，其余盤和葉片均用1Cr11Ni12W2MoV材料。壓比3.34，最大轉(zhuǎn)速11212r/min，瞬時可達11874r/min。

高壓壓氣機 3級軸流式。轉(zhuǎn)子葉片和盤均用1Cr11Ni12W2MoV鋼制成。出口處有2個放氣活門。壓比2.65，轉(zhuǎn)速11954r/min。

燃 燒 室 環(huán)管式。10個火焰筒，采用5段氣膜冷卻，材料為GH44，涂W-2高溫陶瓷。安裝邊材料為GH15。燃燒室外套材料為1Cr18Ni9Ti。有2個低壓電容點火器。

高壓渦輪 單級軸流式。導(dǎo)向器葉片和轉(zhuǎn)子葉片為空心氣冷。導(dǎo)向器葉片材料為K403。轉(zhuǎn)子葉片帶冠，材料為K417，精鑄成9小孔。

低壓渦輪 單級軸流式。不冷卻實心葉片。導(dǎo)向器葉片材料為K403。轉(zhuǎn)子葉片材料為GH49，葉片之間有32根防振箍套。

加力燃燒室 由圓筒形中心截錐體加力擴壓器、中間預(yù)燃室點火器、兩排V型火焰穩(wěn)定器、15個徑向穩(wěn)定器和筒體組成。分內(nèi)外兩區(qū)和主副兩級壓力供油。有45對直流式噴油桿，335個噴油孔。筒體材料為GH44，防振屏和隔熱屏材料為GH128。尾噴管 簡單收斂式。噴口面積由24片調(diào)節(jié)片和24片封嚴片無級調(diào)節(jié)。調(diào)節(jié)片和封嚴片材料為GH128。

控制系統(tǒng) 機械液壓式。主燃油控制是保持低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為常數(shù)，加力燃油控制是保持渦輪落壓比為常數(shù)。

燃油系統(tǒng) 主燃油和加力燃油均用高壓柱塞泵供油。壓力7800～8800kPa。使用RP-1和RP-2航空煤油。

滑油系統(tǒng) 封閉回路式。由1個供油泵和4個回油泵。進口滑油溫度不超過100℃，回油溫度不超過175℃?；秃牧坎淮笥?.2L/h。起動系統(tǒng) 使用QF-12A起動發(fā)電機。

點火系統(tǒng) 主燃燒室用DH-6低能點火裝置和電蝕電嘴，加力燃燒室用GGD-7高能點火裝置和半導(dǎo)體電嘴，兩者均為間接點火。

防冰系統(tǒng) 在發(fā)動機進氣錐外表面涂憎水涂層，并從高壓壓氣機出口引熱空氣進入整流罩內(nèi)，對進氣錐表面加溫防冰。

支承系統(tǒng) 低壓轉(zhuǎn)子由前支點、前中介和后中介軸承組成“1-2-0”支承系統(tǒng)，高壓轉(zhuǎn)子由中支點和后支點軸承組成“0-2-0”支承系統(tǒng)。最大加力推力(daN)

渦噴7

5639

7甲

5884

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

5982 中間推力(daN)

渦噴7

3825

7甲

4315

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

4315 加力耗油率[kg/(daN?h)]

渦噴7

2.34

7甲

2.04

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

2.04 中間耗油率[kg/(daN?h)]

渦噴7

0.989

7甲

0.997

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

1.030 推重比

渦噴7

5.38

7甲

5.18

7乙

5.50

7乙B

5.57

7乙Ⅲ

5.46 空氣流量(kg/s)

渦噴7

63.7

7甲

64.5

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

64.5 總增壓比

8.85 渦輪進口溫度(℃)

渦噴7

915

7甲

1015

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

1015 最大直徑(mm)

906 長度(mm)

渦噴7

4600

7甲

5160

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

4600 質(zhì)量(kg)

渦噴7

1151

7甲

1158

7乙

1191

7乙B

1191

7乙Ⅲ

1198

渦噴13(WP13)

渦噴13F渦輪噴氣發(fā)動機結(jié)構(gòu) 牌

號 渦噴13 用

途 軍用渦噴發(fā)動機 類

型 渦輪噴氣發(fā)動機 國

家 中國

廠

商 沈陽黎明發(fā)動機制造公司/貴州黎陽航空發(fā)動機公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 WP13

J-7Ⅲ飛機

WP13AⅡ

J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)

WP13F

J-7E

WP13FI

J-7Ⅲ A/J-7D 研制情況

黎陽航空發(fā)動機公司和貴州航空工業(yè)集團第二設(shè)計所在總結(jié)WP7和WP7乙改進與研制的基礎(chǔ)上并參照國外同系列成熟發(fā)動機，與成都發(fā)動機公司共同研制了WP13發(fā)動機。設(shè)計研制工作1978年開始，1987年結(jié)束，歷經(jīng)10年。研制過程中共制造19臺發(fā)動機，總運轉(zhuǎn)2500h以上。1984年12月至1985年1月通過了150h設(shè)計定型國家鑒定試車，1987年8月在跨國飛行試驗研究院完成了設(shè)計定型試飛，1988年2月國家批準設(shè)計定型。首翻期150h。WP13的性能結(jié)構(gòu)特點是在WP7的基礎(chǔ)上改進設(shè)計了壓氣機，增大了空氣流量，擴大了發(fā)動機的穩(wěn)定工作裕度。鈦合金在壓氣機部件的應(yīng)用，減輕了發(fā)動機重量。各部件、系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)改進，使發(fā)動機的使用可靠性、耐久性和操縱靈活性大為改善。

該發(fā)動機由于其推力性能尚不能滿足J-7Ⅲ飛機改型的增重要求，后為WP13FI所取代。WP13AⅡ 是在WP13設(shè)計研制的同時，黎陽機械公司和011第二設(shè)計所為滿足J-8飛機的改型設(shè)計要求與WP13并行研制的。其性能結(jié)構(gòu)改進的特點是以WP13為基礎(chǔ)改裝設(shè)計了在WP7乙成熟使用的主燃燒室和高溫渦輪部件，并對其他部件、系統(tǒng)、成件等做了適應(yīng)性改進。為減輕重量進一步擴大了鈦合金的應(yīng)用范圍。在研制過程中共制造了21臺發(fā)動機，整機總運

轉(zhuǎn)1500h以上。1986年12月通過了150h設(shè)計定型國家鑒定試車。1987年8月在中國飛行試驗研究院完成了設(shè)計定型鑒定試飛，1988年3月批準設(shè)計定型。首翻期150h。

該發(fā)動機于1994年9月完成了生產(chǎn)定型及首翻期由150h增長至300h的延壽鑒定工作。WP13F 該發(fā)動機最初是為滿足J-7Ⅱ飛機提高發(fā)動機推力的要求，于1984年開始研制的。1985年以后通過飛機對三個不同改進型號發(fā)動機的選型對比試飛而中標，1988年正式被選定為J-7E飛機的動力裝置。WP13F的性能結(jié)構(gòu)改進特點是在WP13AⅡ主要部件改進的基礎(chǔ)上，對熱端部件渦輪、加力燃燒室的結(jié)構(gòu)、材料做了多方面的改進，如2級渦輪葉片采用帶冠結(jié)構(gòu)，加力穩(wěn)定器改為沙丘駐渦形式等。1992年4月通過了300h設(shè)計定型國家鑒定試車，并于同年5月在成都飛機工業(yè)公司完成了設(shè)計定型鑒定試飛，9月批準設(shè)計定型。首翻期300h，總壽命900h。

WP13FI 是為滿足J-7Ⅲ飛機的改型要求而設(shè)計研制的。是WP13的性能改進型，最大狀態(tài)推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能結(jié)構(gòu)的改進特點是重新設(shè)計了第1級壓氣機，轉(zhuǎn)子葉片由24片改為19片，增大空氣流量2kg/s，并在壓氣機上采用了附面層控制技術(shù)。主燃燒室與渦輪部件選用WP13F的成熟結(jié)構(gòu)。加力燃燒室選用沙丘駐渦式穩(wěn)定器。在研制過程中重新調(diào)整了加力燃油濃度場分布、改進設(shè)計了全長隔熱屏，并對熱端部件的材料與熱工藝技術(shù)做了多項改進。WP13FI的外廓尺寸在安裝關(guān)系不變的條件下總長前伸16mm。1994年1月完成了設(shè)計定型鑒定試飛，1994年9月通過了300h設(shè)計定型國家鑒定試車，于同年10月通過了設(shè)計定型技術(shù)鑒定。首翻期300h，總壽命900h。

壓氣機 8級軸流式。超跨音速設(shè)計、低壓3級、高壓5級。轉(zhuǎn)子為盤鼓軸式結(jié)構(gòu)。壓氣機除第1、2級轉(zhuǎn)子葉片和盤、壓氣機軸、第8級靜子葉片為1Cr11NiW2Mo鍛件外，其余各級轉(zhuǎn)子葉片、盤及靜子葉片均為TC11鈦合金制造。WP13FI第1級轉(zhuǎn)子葉片由24片改為19片，其第3級靜子內(nèi)環(huán)采用鈦合金整體精鑄及熱等靜壓式藝。

燃燒室 環(huán)管形。10個火焰筒，采用5段氣膜冷卻，涂W-2高溫陶瓷。低壓電容放電點火，具有兩個點火器?；鹧嫱膊牧蠟镚H3044，安裝邊為GH1015鐵鎳基合金。WP13的安裝邊為GH3030。

高壓渦輪 軸流式。高、低壓各1級。第1級導(dǎo)向器葉片和轉(zhuǎn)子葉片為對流氣冷結(jié)構(gòu)(WP13的第1級轉(zhuǎn)子葉片為GH220實心鍛造葉片)。WP13F、WP13FI第2級轉(zhuǎn)子葉片改為帶冠葉片。第1、2級導(dǎo)向器葉片材料為K403。第1級轉(zhuǎn)子葉片材料為K417。第2級轉(zhuǎn)子葉片材料隨型別改變：WP13、WP13AⅡ為GH4049；WP13F為K417； WP13FI為DZ4定向結(jié)晶耐熱合金。K417采用了無余量精鑄新工藝。

加力燃燒室 WP13、WP13AⅡ采用環(huán)形加徑向混合型穩(wěn)定器；WP13F、WP13FI為沙丘駐渦式穩(wěn)定器。WP13AⅡ、WP13F、WP13FI加力筒體采用全長隔熱屏并于第三段等離子噴涂氧化鋯涂層。WP13AⅡ筒體加長550mm。穩(wěn)定器和隔熱屏材料為GH3128(WP13為GH3044)，筒體為GH99(WP13為GH3044)。

尾噴管 簡單收斂式。噴口可調(diào)?？刂葡到y(tǒng) 電氣－機械液壓式。控制各工作狀態(tài)和狀態(tài)轉(zhuǎn)換過渡過程的工作程序、燃油和噴口面積。WP13AⅡ在發(fā)射武器時具有聯(lián)鎖點火及脈沖切油的防喘功能。全加力狀態(tài)推力(daN)(下限值)

WP13

6277

WP13AⅡ

6345

WP13F

6326

WP13FI

6669 中間狀態(tài)推力(daN)(下限值)

WP13

3923

WP13AⅡ

4119

WP13F

4315

WP13FI

4511 全加力狀態(tài)耗油率[kg/(daN?h)](上限值)

WP13

2.29

WP13AⅡ

2.24

WP13F

2.09

WP13FI

2.09 中間狀態(tài)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/凈質(zhì)量上限值)

WP13

5.54

WP13AⅡ

5.28

WP13F

5.77

WP13FI

5.98 空氣流量(kg/s)

WP13/WP13AⅡ/WP13F 68.0～69.0 總增壓比

WP13/WP13AⅡ/WP13F 8.8

WP13FI

9.2 渦輪進口溫度(℃)

WP13

970

WP13AⅡ/WP13F/WP13FI 1015 最大直徑(mm)

907 長度(mm)

WP13/WP13F

4600

WP13AⅡ

5150

WP13FI

4616 質(zhì)量(kg)(交付狀態(tài)上限值)

WP13

1235

WP13AⅡ

1306

WP13F

1198

WP13FI

1220

美國的主流渦扇發(fā)動機

F22的動力F119渦輪風扇發(fā)動機

牌

號 F119 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 美國

廠

商 普拉特2惠特尼公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn) 裝機對象 F-22。研制情況

F119是普2惠公司為美國第四代戰(zhàn)斗機研制的先進雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風扇發(fā)動機，其設(shè)計目標是：不加力超音速巡航能力、非常規(guī)機動和短距起落能力、隱身能力(即低的紅外和雷達信號特征)、壽命期費用降低至少25%、零件數(shù)量減少40～60%、推重比提高20%、耐久性提高兩倍、零件壽命延長50%。在80年代初確定的循環(huán)參數(shù)范圍是：涵道比0.2～0.3；總增壓比23～27；渦輪進口溫度1649～1760℃；節(jié)流比1.10～1.15。

1983年9月，美國空軍同時授予普2惠公司和通用電氣公司金額各為2億美元，為期

50個月的驗證機合同。普2惠公司的PW5000是一種強調(diào)應(yīng)用成熟技術(shù)的常規(guī)設(shè)計；而通用電氣公司的GE37則是一種新穎的變循環(huán)發(fā)動機，其涵道比可在0～0.25之間變化。后來，這兩種驗證機分別編號為YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月開始地面試驗。經(jīng)過廣泛的地面試驗和安裝在YF-22和YF-23上的初步飛行試驗后，1991年4月，F(xiàn)-22/F119組合被選中。據(jù)美軍方有關(guān)人士談到選擇F119的原因時說，F(xiàn)120技術(shù)復(fù)雜，尚未經(jīng)實際驗證，因而研制風險較大，而且變循環(huán)設(shè)計也增加了結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)的復(fù)雜性和重量，因而維修比較困難，壽命期費用較高。在選擇時，風險和費用是主要考慮，技術(shù)先進性沒有起到關(guān)鍵作用。在此之前，F(xiàn)119已積累3000多地面試驗小時，其中1500h帶二元矢量噴管試驗。

在F119上采用的新技術(shù)主要有：三維粘性葉輪機設(shè)計方法、整體葉盤結(jié)構(gòu)、高紊流度強旋流主燃燒室頭部、浮壁燃燒室結(jié)構(gòu)、高低壓渦輪轉(zhuǎn)向相反、整體式加力燃燒室設(shè)計、二元矢量噴管和第三代雙余度FADEC。此外，還采用了耐溫1070～1100℃的第三代單晶渦輪葉片材料、雙性能熱處理渦輪盤、阻燃鈦合金Alloy C、高溫樹脂基材料外涵機匣以及用陶瓷基復(fù)合材料或碳-碳材料的一些靜止結(jié)構(gòu)。在研制中，注意了性能與可靠性、耐久性和維修性之間的恰當平衡。與F100-PW-220相比，F(xiàn)119的外場可更換件拆卸率、返修率、提前換發(fā)率、維修工時、平均維修間隔時間和空中停車率分別改進50%、74%、33%、63%、62%和29%。新的四階段研制程序和綜合產(chǎn)品研制方法保證發(fā)動機研制結(jié)束時即具有良好的可靠性、耐久性和維修性并能順利轉(zhuǎn)入批量生產(chǎn)。在研制中，為滿足提高推力的要求而增大風扇直徑，還遇到了風扇效率低、耗油率高和低壓渦輪應(yīng)力大的問題。預(yù)計，1994年中開始初步飛行試驗，此時F119將再積累3000地面試驗小時。1997年交付第1臺生產(chǎn)型發(fā)動機，裝F119的F-22戰(zhàn)斗機將于2002年具備初步作戰(zhàn)能力。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

風扇 3級軸流式。無進口導(dǎo)流葉片。風扇葉片為寬弦設(shè)計。高壓壓氣機 6級軸流式。采用整體葉盤結(jié)構(gòu)。燃燒室 環(huán)形。采用浮壁結(jié)構(gòu)。

高壓渦輪 單級軸流式。采用第三代單晶渦輪葉片材料、隔熱涂層和先進冷卻結(jié)構(gòu)。低壓渦輪 單級軸流式。與高壓轉(zhuǎn)子對轉(zhuǎn)。

加力燃燒室 整體式。內(nèi)、外涵道內(nèi)各設(shè)單圈噴油環(huán)。

尾噴管 二元矢量收斂-擴張噴管，在俯仰方向可作±20°偏轉(zhuǎn)?？刂葡到y(tǒng) 第三代雙余度FADEC。技術(shù)數(shù)據(jù)

最大加力推力(daN)

15568 中間推力(daN)

9786 加力耗油率[kg/(daN2h)]

2.40(據(jù)估算應(yīng)為1.80～1.90)中間耗油率[kg/(daN2h)]

0.622(據(jù)估算應(yīng)為0.88～0.90)推重比

> 10 涵道比

0.2～0.3 總增壓比渦輪進口溫度(℃)

約1700 最大直徑(mm)

1143 長度(mm)

4826 質(zhì)量(kg)

1360

F100-PW-220渦輪風扇發(fā)動機

牌

號 F100 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 美國

廠

商 普拉特2惠特尼公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 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發(fā)動機裝備的飛機。

F100-PW-229 所有F100發(fā)動機裝備的飛機。

IPE-94

F-15和F-16的未來改進型。研制情況

1968年美國空、海軍空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機計劃要求大幅度提高發(fā)動機推重比和改善進氣道與發(fā)動機的匹配性，同時，美國國防部作出了采用同一個核心機發(fā)展兩種發(fā)動機的決定。美國空、海軍在1968年4月聯(lián)合提出了一項為期18個月的初始工程發(fā)展計劃，要求普2惠公司和通用電氣公司各制造和試驗一臺驗證機，發(fā)動機的核心要能同時滿足空、海軍的要求。普2惠公司以JTF22核心發(fā)動機為基礎(chǔ)，為發(fā)展空、海軍用的兩種發(fā)動機進行投標，JTF22是在JTF16驗證機基礎(chǔ)上發(fā)展的，驗證機在1969年7月首次運轉(zhuǎn)。1970年3月在和通用電氣公司的GE1/10發(fā)動機競爭中普2惠獲勝，空軍于1970年4月與普2惠公司簽訂2.75億美元的“成本加獎勵”合同。該合同規(guī)定若成本超過或低于合同，則超過或低于部分由空軍和公司按90∶10比例分攤。但后來由于實際費用超過計劃費用很多，在1971年7月增加合同金額1.22億美元。對用于飛行試驗和生產(chǎn)型發(fā)動機則按“固定價格加獎勵”的辦法，空軍和公司之間按75∶25比例分攤。F100發(fā)動機用于研制的費用為4.75億，用于部件改進 的計劃費用約6.66億。這樣，該發(fā)動機從開始研制到1984年15年內(nèi)總計花費11億美元。

F100發(fā)動機是世界上最早投入使用的推重比達8一級軍用發(fā)動機。在發(fā)動機參數(shù)選擇中注重提高發(fā)動機性能，采用“兩高一低”策略，即增壓比高、渦輪前溫度高和涵道比低。在材料上采用了高強度重量比、耐高溫的合金。F100也是首次使用單元體結(jié)構(gòu)的戰(zhàn)斗機發(fā)動機，它由5個單元體組成，各單元體都可更換。

F100-PW-100發(fā)動機在使用中出現(xiàn)了許多可靠性、耐久性和維修性方面的問題，曾一度使美國前線戰(zhàn)斗機處于停飛的危險中。為此，普2惠公司投入大量改進改型資金，采取一系列措施，發(fā)展出了F100-PW-220發(fā)動機，基本解決了F100-PW-100存在的問題，可靠性、耐久性和維修性得到很大改善。在與通用電氣公司F110發(fā)動機爭奪裝備F-15和F-16的“戰(zhàn)斗機發(fā)動機大戰(zhàn)”中，開始時處于不利地位，經(jīng)改進后這兩種發(fā)動機各有千秋。為與通用電氣公司性能改進型F110-GE-129競爭，普2惠公司也在F100-PW-220的基礎(chǔ)上研制了性能改進型F100-PW-229。

F100-PW-100 1970年3月開始全面工程研制，1972年2月進行60h飛行前規(guī)定試驗、1973年10月通過150h定型試驗。1974年11月交付空軍使用。

F100-PW-200 為適應(yīng)單發(fā)飛機的需要作了一些修改，采用復(fù)式燃油泵和備份控制系統(tǒng)或數(shù)字式發(fā)動機控制系統(tǒng)。

F100/PW1115 F100發(fā)動機的無加力燃燒室的改進型。

F100-PW-220 采用了新型風扇和壓氣機，改進了低壓渦輪、數(shù)字式發(fā)動機電子控制系統(tǒng)、加力燃燒室和加力燃燒室雙點火系統(tǒng)，提高了核心機壽命。通過采用數(shù)字式發(fā)動機電子控制系統(tǒng)，使發(fā)動機在整個飛行包線內(nèi)或發(fā)動機壽命期內(nèi)無推力衰減，并可連續(xù)監(jiān)控發(fā)動機狀態(tài)。

F100-PW-220E 通過采用一套改型組件可以把早期的F100發(fā)動機改進成具有標準構(gòu)形的F100-PW-220發(fā)動機。使早期的F100發(fā)動機具有與F100-PW-220發(fā)動機相同的可靠性、維修性和適用性，同時降低發(fā)動機的生產(chǎn)費用。采用了最先進的熱端部件、數(shù)字式發(fā)動機電子控制系統(tǒng)、齒輪式主燃油泵和發(fā)動機診斷裝置。1987年10月在F-16上做了首次飛行試驗，1988年投入使用。

F100-PW-220P F100-PW-220E的改進型，以前稱為F100-PW-220E+。1991年中期開始改進工作。它是將F100-PW-229發(fā)動機的風扇、噴管、改進的數(shù)字式發(fā)動機電子控制系統(tǒng)和先進的低壓渦輪材料應(yīng)用到F100-PW-220和F100-PW-220E中。

F100-PW-229 F100的推力增長型，也稱為F100改進性能發(fā)動機(F100-PW-229 IPE)或PW1129。該發(fā)動機采用提高了效率的核心機、增加流量的風扇、多區(qū)燃燒的加力燃燒室、壽命為2000h的齒輪式燃油泵和提高了能力的數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，檢修間隔為4000循環(huán)。此發(fā)動機準備用于F-15E戰(zhàn)斗機。1989年5月在F-16飛機上首次飛行，1989年后期完成定型試驗，1990年4月和5月第一臺生產(chǎn)標準型F100-PW-229分別在F-16和F-15E飛機上做了飛行，1991年初投入使用。

IPE-92 F100-PW-229 IPE的發(fā)展型，推力提高888daN，或在較低的渦輪進口溫度下可提高發(fā)動機的使用壽命。風扇部分直徑大約比F100-PW-229增大2.5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，總增壓比34。所有修改都是在現(xiàn)有風扇機匣直徑內(nèi)進行的，所以動力裝置的安裝與100-PW-229的相同。

IPE-94 F100-PW-229 IPE的發(fā)展型，采用了大直徑寬弦風扇和高溫渦輪部件?？諝饬髁勘菷100-PW-229增加13%。為了適應(yīng)風扇尺寸的增大，安裝了較大的中介風扇機匣。加力燃燒室長度縮短150mm，以保持發(fā)動機在F-15E和F-16C/D飛機上尺寸不變。1991年秋開始發(fā)動機的地面試驗。

F401 F100-PW-100發(fā)動機的改進型，推力13340daN。1972年9月開始試驗，1973年

9月12日裝在F-14B飛機上試飛，后因飛機研制費超支，F(xiàn)-14B飛機停止發(fā)展，F(xiàn)401計劃也撤消。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進氣口 皮托管式鈦合金進氣口。有21個可變彎度的進口導(dǎo)流葉片。導(dǎo)流葉片前緣固定，通熱空氣防冰，后緣可調(diào)。

風扇 3級軸流式。鈦合金制成。最大轉(zhuǎn)速10400r/min。前2級轉(zhuǎn)子葉片有葉中阻尼凸臺，材料為Ti6-6-2，盤材料為Ti8-1-1。軸用Ti6-4電子束焊接而成。F100-PW-220采用了較高流量的風扇。F100-PW-229的風扇采用損傷容限設(shè)計。

高壓壓氣機 10級軸流式。前3級整流葉片可調(diào)，轉(zhuǎn)子由鍛造盤疊成，采用熱等靜壓工藝。1～3級盤由鍛造鈦合金制成，第4級盤材料為PW1016，第5、7和9為耐高溫鎳基合金，第6、8和10為熱等靜壓的IN100。1～4級轉(zhuǎn)子葉片材料為鈦合金，5～9級為耐熱鎳鉻鐵合金，第10級為耐高溫鎳基合金。壓比8.0。F100-PW-220增設(shè)一增壓級并將壓氣機的總壽命提高到4000h。最大轉(zhuǎn)速13450r/min。F100-PW-229的壓氣機采用損傷容限設(shè)計。

燃燒室 短環(huán)形。無煙。燃燒室噴嘴安裝在燃燒室前部，電容器放電點火。F100-PW-220采用雙通路噴嘴。材料為Haynes 188鈷基合金。F100-PW-229采用浮壁式火焰筒。

高壓渦輪 2級軸流式。第1級采用沖擊冷卻，第2級對流冷卻。第1級轉(zhuǎn)子葉片和導(dǎo)向器葉片材料為定向凝固鎳基合金MAR-M200加PWA73涂層。F100-PW-220和F100-PW-229的導(dǎo)向器葉片由PW1480合金改進成PW1484單晶合金，渦輪轉(zhuǎn)子葉片外封嚴材料為PW1485。低壓渦輪 2級軸流式。第1級非冷卻轉(zhuǎn)子葉片材料PW1484單晶合金，盤為IN100。涂層為PWA73。

F100-PW-229的轉(zhuǎn)子葉片為定向凝固材料。

加力燃燒室 可變面積的燃油噴嘴以最小的壓力實現(xiàn)軟點火。外涵道采用帶鈦合金桁條的加強殼結(jié)構(gòu) 襯筒為有陶瓷涂層的Haynes 188鈷基材料。噴管平衡梁式收斂-擴張型。

控制系統(tǒng) F100-PW-100和-200為機械液壓式，控制燃油和噴管面積，并具有電子監(jiān)控能力。

F100-PW-220采用漢密爾頓標準公司的數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。燃油泵由TRW、森德斯特德和漢密爾頓標準公司提供。F100-PW-229為全權(quán)數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，具有綜合診斷和與飛機控制系統(tǒng)交聯(lián)的能力。技術(shù)數(shù)據(jù)

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 中間推力(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

最大連續(xù)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 空氣流量(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 總增壓比

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

-229

32.0

IPE-92

34.0 渦輪進口溫度(℃)

1399 最大直徑(mm)

1181 長度(mm)

4856 質(zhì)量(kg)F100-PW-100

1386

-200

1410

-220

1452

-220E

1496

-229

1656

F110/F118渦輪風扇發(fā)動機 牌

號 F110/F118 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 美國

廠

商 通用電氣公司航空發(fā)動機集團 生產(chǎn)現(xiàn)狀 批生產(chǎn)

裝機對象 F110-GE-100 F16C/D、N，F(xiàn)-15E。

F110-GE-400 F-14B/F-14D，F(xiàn)-14A改裝。

A-7“海盜”Ⅱ CAS/BAI(建議)，A-7“海盜”Ⅱ改裝。

F110-GE-129 所有110裝備的飛機，1991年中以后的F-15E，F(xiàn)-16“敏捷隼”，日本FS-X。

F110X

未來先進戰(zhàn)斗機。

F118-GE-100 B-2，RT-1。研制情況

F110是美國通用電氣公司從轟炸機用的F101改型而來的戰(zhàn)斗機用的加力式渦扇發(fā)動機。

美國卡特政府決定停止B-1A/F101-GE-100計劃和美國第一線戰(zhàn)斗機用的TF30和F100發(fā)動機存在大量耐久性、可靠性和操縱性問題，是促使通用電氣公司作這一改型工作的主要原因。該公司在1976年就自籌資金制造了一臺F101X驗證機，其熱力參數(shù)與F100發(fā)動機的相似，與原來的F101-GE-100相比，減小了涵道比，提高了增壓比。

隨著軍方對戰(zhàn)斗機的戰(zhàn)備狀態(tài)和全壽命期費用的關(guān)心日益增強，美國空軍實施了改型戰(zhàn)斗機發(fā)動機計劃，并與通用電氣公司簽訂一項有限的研制合同，價值8000萬美元，包括3臺原型機，編號為F101DFE。這項研制計劃的目標是：

(1)鑒定F-16和F-14飛機/發(fā)動機在實際飛機中的匹配能力，包括性能和作戰(zhàn)適用性；

(2)通過加速任務(wù)試驗確定發(fā)動機的耐久性；

(3)根據(jù)驗證的能力，提出生產(chǎn)型發(fā)動機的型號規(guī)范。

如果計劃成功，那么將提供足夠的數(shù)據(jù)，以使進入全面工程研制階段的風險減到最小。

經(jīng)過1980年和1981年兩年的廣泛試驗，達到或部分超過了預(yù)期的目標。在F-16飛機上的試飛結(jié)果證明，F(xiàn)101DFE無需作重大改進就可以裝在這種飛機上使用。在F-14飛機上的試飛結(jié)果表明，飛機的留空時間和作戰(zhàn)半徑都比裝原來TF30發(fā)動機的增加25%。在試飛中，發(fā)動機無需調(diào)整，并且油門桿的使用不受限制。在1982年12月的一次試驗中，完成了5004個總累積循環(huán)(TAC)，其熱端部件壽命為當時新采購的F100發(fā)動機的三倍。

基于上述結(jié)果，通用電氣公司又得到了一項在空軍替換戰(zhàn)斗機發(fā)動機計劃下的全面研制合同，價值9300萬美元，為期兩年，發(fā)動機正式編號為F110，與普拉特2惠特尼公司F100發(fā)動機的改進型競爭用于新生產(chǎn)的F-15和F-16戰(zhàn)斗機。這項全面研制計劃的重點是實現(xiàn)系統(tǒng)最佳化，確定供F-

15、F-16和F-14用的F110發(fā)動機的最終構(gòu)型，并繼續(xù)進行高空模擬試驗、加速任務(wù)試驗和各種環(huán)境試驗。

F110發(fā)動機已于1985年初定型投產(chǎn)并開始交付。

與F101-GE-100發(fā)動機相比，F(xiàn)110有以下幾方面的改變：風扇由2級改為3級，壓比提高到3.2，直徑減小到970mm，涵道比由2.01減到0.87；為適應(yīng)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速提高，重新設(shè)計了低壓渦輪；為滿足戰(zhàn)斗機機動飛行要求，設(shè)計過載提高到10；對控制系統(tǒng)作了改進，增加了備份裝置；為適應(yīng)F-

14、F-16和特別是F-15飛機的機體，對外部尺寸、管線和防冰系統(tǒng)作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一點，就是為了減輕重量而不犧牲耐

久性，對核心機以外的幾乎所有部件和系統(tǒng)都采取了減重措施。

1984年2月，美國空軍按照雙承包商采購策略，決定對F-15和F-16戰(zhàn)斗機發(fā)動機的采購在F100和F110之間按一定比例分配。在1985年采購的160臺中，75%為F110，25%為F100。從此，開始了一場發(fā)動機大戰(zhàn)(Great Engine War)。到1994年為止，F(xiàn)110共獲訂貨1065臺，F(xiàn)100為1021臺，基本上平分秋色。但通用電氣公司聲稱它獲得勝利，因為在1000多架F-16C/D戰(zhàn)斗機中，該公司提供的發(fā)動機占75%。

F110-GE-100 F110的基本型，采用了F404的風扇、加力燃燒室和噴管技術(shù)。用于F-15和F-16。

F110-GE-400 海軍型，與F110-GE-100基本相同。1987年開始用于F-14B/D。

F110-GE-129 性能改進型，推力達12900daN。提高了渦輪進口溫度55～80℃，增大了轉(zhuǎn)速，改進了材料，采用全權(quán)數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。涵道比降為0.76，零件數(shù)目比F100-GE-100少40～50%。

F110X 研究中的新改型，推力將達16210daN，推重比9.5。

F118-GE-100 F110的不加力型，不加力推力為8452daN。提高了風扇壓比和空氣流量。1987年定型，并用于B-2轟炸機。1991年決定用于改裝TR-1，以取代原來的J75渦噴發(fā)動機。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進氣口 環(huán)形。帶17個變彎度進口導(dǎo)向葉片，其前部為徑向支板，后部為可調(diào)部分。風扇 3級軸流式，系F404發(fā)動機風扇的放大型。轉(zhuǎn)子葉片材料為鈦合金。水平對開機匣，轉(zhuǎn)子和整流葉片可單獨更換。風扇直徑970mm，壓比3.2。

壓氣機 9級軸流式。頭3級材料為鈦合金，后6級為A286鋼。零級和頭3級整流葉片可調(diào)。轉(zhuǎn)子為盤鼓式，用慣性焊連接。水平對開機匣，前段為鈦合金，后段為鋼。設(shè)有孔探儀窺孔，用以觀察轉(zhuǎn)子和其他部件。壓比9.7，效率85%。

燃燒室 短環(huán)形。火焰筒由Hastelloy X合金經(jīng)機加工而成。燃油經(jīng)20個雙錐噴嘴和20個小渦流杯噴出并霧化，實現(xiàn)無煙燃燒，具有均勻的出口溫度場。

高壓渦輪 單級軸流式。高負荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。機匣內(nèi)襯扇形段通過冷卻空氣進行葉尖間隙控制。Rene 125制的轉(zhuǎn)子葉片和導(dǎo)向器可單獨更換。有些轉(zhuǎn)子葉片用N-5單晶鑄造，效率為0.87。

低壓渦輪 2級軸流式，帶冠。2級轉(zhuǎn)子葉片均可單獨更換，第2級導(dǎo)向器葉片可分段更換。第1級轉(zhuǎn)子葉片材料為Rene 125，盤為Rene 95。第2級材料均為Rene 80，軸用IN718合金。

加力燃燒室 F101的縮小型。用回旋式混合器使內(nèi)、外涵氣流有效混合。內(nèi)涵氣流中90%的空氣在燃油噴入外涵氣流前燃燒完，使整個工作范圍內(nèi)溫升平穩(wěn)。外殼材料為IN625。尾噴管 收斂-擴張型。由F404發(fā)動機的改型而來。噴口面積由液壓作動筒和作動環(huán)控制，主、副噴管的調(diào)節(jié)板分三段鉸接，在凸輪和滾柱上移動，以調(diào)節(jié)噴口面積。噴管外殼材料為焊接的鈦合金。

控制系統(tǒng) 伍德沃德公司的主燃油控制器，并有電子模擬和主液壓機械控制備份以及一個風扇轉(zhuǎn)速限制器。F110-GE-129采用全權(quán)數(shù)字式電子控制。

支承系統(tǒng) 5支點。高壓轉(zhuǎn)子2個軸承，低壓轉(zhuǎn)子3個軸承。技術(shù)數(shù)據(jù)

最大加力推力(daN)

F110-GE-100

12268

-400

12045

-129

12899

F110X

16235 中間推力(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 中間耗油率[kg/(daN2h)]

F110-GE-100/-129

0.70 推重比

F110-GE-100

-400

-129

F110X

F118-GE-100

空氣流量(kg/s)

F110-GE-100

-400

-129

涵道比

F110-GE-100

-400

-129

總增壓比

F110-GE-100

-400

-129

F118-GE-100

渦輪進口溫度(℃)

F110-GE-100

-400

-129

F118-GE-100

最大直徑(mm)

長度(mm)

F110-GE-100

-400

-129

質(zhì)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渦輪風扇發(fā)動機 牌

號 F404 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 美國

廠

商 通用電氣公司航空發(fā)動機集團 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 F404-GE-100D

A-4換發(fā)。

F404-GE-400D

A-6F。

F404-GE-F1D2

F-117A。

F404-GE-400

F/A-

18、“陣風”A、X29A、X31A。

F404-GE-100A

F-20A。

F404-GE-402

F/A-18。

F412(原F404-F5D2)A-12(已取消)。研制情況

F404發(fā)動機始于60年代通用電氣公司的GE15。GE15為諾斯羅普公司“眼鏡蛇”P530的動力。P530后來演變?yōu)閅F17，GE15演變?yōu)檫B續(xù)放氣的渦噴發(fā)動機YJ101。由于在美國空軍輕型戰(zhàn)斗機競爭中，通用動力公司的F16取勝，諾斯羅普公司和麥道公司決定發(fā)展一種新飛機，即F/A-18，因而在YJ101基礎(chǔ)上發(fā)展了低涵道比的F404渦輪風扇發(fā)動機。

1975年11月通用電氣公司與美國海軍簽訂了全面研制F404的合同。1977年1月首臺運轉(zhuǎn)，1978年6月完成飛行前規(guī)定試驗，11月裝飛機試飛，1979年12月F404-GE-400通過定型試車并批準投入生產(chǎn)，1980年1月交付第一臺生產(chǎn)型發(fā)動機。

F404的高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪與YJ101相同，風扇、低壓渦輪和加力燃燒室稍許放大，涵道比由YJ101的0.2提高為0.34，渦輪進口溫度提高10℃，發(fā)動機推力比YJ101增加約17%。

在研制F404時，美國海軍根據(jù)以往的使用經(jīng)驗，突出了可靠性和維修性要求。據(jù)此，通用電氣公司改變了過去強調(diào)性能，而忽視可靠性和維修性的作法，把作戰(zhàn)適用性、可靠性和維修性放在首位，采用經(jīng)過驗證的最新技術(shù)，不追求過高的性能指標，注意保持發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡單、費用合理和減少風險，這種作法對F404的順利研制成功和贏得市場起了重要作用。

由于F404與飛機采用分離附件機匣設(shè)計，裝在飛機上的輔助傳動系統(tǒng)(AMAD)單獨傳動燃油泵、液壓泵和發(fā)電機。系統(tǒng)有它自己的空氣渦輪起動機，因此飛機與發(fā)動機只有11個接頭，換一臺發(fā)動機只需21min。

F404由6個單元體組成，左、右發(fā)可以互換，采用了狀態(tài)監(jiān)控措施，因而維修性大有改善。

按1975年美元計算，F(xiàn)404的全面研制費用為3.36億美元(不包括YJ101驗證機費用)。

F404-GE-100 原編號為F404-GE-F1G1。發(fā)動機基本結(jié)構(gòu)與-400型相同，主要差別是采用了多余度的燃油控制系統(tǒng)和為單發(fā)飛機F-20專門設(shè)計的附件。一個數(shù)字式電子裝置作為機械液壓裝置的備份，可提供機械液壓裝置的90%工作能力。此外高壓渦輪更換了一些材料，改善了耐久性。該項目因1986年底F-20A工作的終止而未進行到底。

F404-GE-F1J1/RM12 是通用電氣公司與瑞典沃爾伏航空發(fā)動機公司合作研制的發(fā)動機。1983年開始進行風扇、壓氣機、核心機和整機試驗。1988年12月開始裝JAS39試飛，1993年開始交付使用。該機在-400型基礎(chǔ)上核心機稍有修改，風扇流量增加到72.6kg/s，燃燒室采用了隔熱涂層，使渦輪進口溫度和高壓渦輪效率有所提高。采用了數(shù)字式電子控制器。發(fā)動機加力推力為8050daN。

F404-GE-400D 是非加力型。用于A-6F(A-6E的換發(fā))。發(fā)動機推力為4800daN，計劃90年代初將其推力提高至5780daN。

F404-GE-402 為F404的增推型，推力為7828daN，發(fā)動機高、低壓渦輪轉(zhuǎn)子和靜子葉片更換了材料，燃燒室采用了隔熱涂層，高壓壓氣機采用鋼機匣，加力燃燒室是新的。裝該發(fā)動機的F/A-18C/D已經(jīng)得到瑞典、科威特和芬蘭等國的訂貨。

F412(F404-F5D2)是以RM12為基礎(chǔ)的增推型，推力為8896daN。該發(fā)動機采用了加大的風扇，改進了核心機、加力燃燒室及尾噴管，空氣流量達到72.5kg/s。F412是為先進攻擊機A-12研制的。1990年A-12被取消，GE公司則將其發(fā)展為F414。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)(F404-GE-400)進氣口 帶進氣錐的環(huán)形進氣口。有可調(diào)進口導(dǎo)流葉片。

風扇 3級軸流式。寬弦實心鈦合金風扇葉片。第1級為32片，第2級42片，第3級52片。第1級有減振凸臺。葉片均以燕尾形榫頭與鈦合金盤連接。壓比3.5，平均級壓比1.337。高壓壓氣機 7級軸流式。直徑為584mm，長度為330mm。整體鈦合金中機匣。前3級盤材料為鈦合金。后4級盤為超IN718，1～3級靜子為鈦合金，4～7級轉(zhuǎn)子葉片為IN718。轉(zhuǎn)子葉片用燕尾形榫頭與盤連接。對開式鈦合金內(nèi)機匣，化銑鈦合金外涵機匣。

燃燒室 短環(huán)形。機加工的Hastelloy X合金火焰筒和外套。頭部有18個鑄造的渦流器，18個雙錐燃油噴嘴。

高壓渦輪 1級軸流式。氣膜加沖擊空氣冷卻的渦輪葉片和導(dǎo)向器葉片。兩種葉片材料均為多晶的Rene 80。

低壓渦輪 1級軸流式。Rene 80制造的空心氣冷轉(zhuǎn)子葉片。導(dǎo)向器葉片成對釬焊。內(nèi)、外環(huán)材料為MAR-M509。

加力燃燒室 6根起動噴油桿，24根噴油桿。內(nèi)、外涵氣流經(jīng)“菊花瓣形”混合器混合。隔熱屏和穩(wěn)定器材料為Hastelloy X。尾噴管 液壓作動的收-擴噴管。

控制系統(tǒng) 機械液壓式燃油控制系統(tǒng)。點火系統(tǒng) 復(fù)式點火裝置和火花塞。技術(shù)數(shù)據(jù)

最大起飛推力(daN)

F404-GE-400

7120(加力)

4800(中間)

-100A

7560(加力)

-100D

4890(中間)

-F1D2

4800(中間)

-402

7900(加力)

-F2J1

8000(加力)

F412

8050(加力)起飛耗油率[kg/(daN2h)]

F404-GE-400

1.65(加力)

0.76(中間)推重比

F404-GE-400

7.24

-100

7.86

-402

7.83

總空氣流量(kg/s)

F404-GE-400

64.4

-402

66.0

F412

72.5 涵道比

F404-GE-400

0.34 總增壓比

F404-GE-400

-100

-402

渦輪進口溫度(℃)

F404-GE-400

1316℃

-100

1337℃

-402

1413℃ 最大直徑(mm)

F404-GE-400

884

-402

884 長度(含進氣錐)(mm)

4033 質(zhì)量(kg)

F404-GE-400

983

-402

1025 F101-GE-100加力渦扇發(fā)動機 牌

號 F101 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 美國

廠

商 通用電氣公司航空發(fā)動機集團 生產(chǎn)現(xiàn)狀 已停產(chǎn)

裝機對象 F101-GE-100 B-1A(中途停止)。

F101-GE-102 B-1B。

F101-GE-F25 隱身轟炸機和隱身戰(zhàn)斗機。

F101-GE-F28 “曙光女神”3發(fā)飛機。研制情況

F101是美國通用電氣公司為戰(zhàn)略轟炸機B-1研制的中等涵道比加力渦扇發(fā)動機。它的研制過程可以追溯到60年代中期，當時該公司正按美國空軍合同實施第二代先進渦輪發(fā)動機燃氣發(fā)生器計劃，編號為GE9。在1969年為爭奪用于先進有人駕駛戰(zhàn)略轟炸機的競爭中，GE9驗證機獲勝，從而導(dǎo)致在1970年6月美國空軍與該公司簽訂一項4.06億美元的全面研制合同，其中包括40臺原型機，發(fā)動機正式編號為F101-GE-100。1971年10月核心機首次試驗，1972年7月全臺發(fā)動機開始運轉(zhuǎn)。試飛前規(guī)定試驗于1974年3月完成，同年12月沒有經(jīng)過空中試車臺試驗而直接裝在B-1A原型機上試飛。1976年9月通過相當于通常的型號合格試驗(MQT)的產(chǎn)品考核(PV)試驗。1977年6月，上臺不久的卡特政府認為，B-1A飛機的造價太高，而新研制的巡航導(dǎo)彈便宜而有效，并且B-52轟炸機還可用到80年代，所以決定停止B-1A計劃。但F101-GE-100的試驗計劃仍一直繼續(xù)到1981年，在后續(xù)工作發(fā)展計劃的名義下，加速發(fā)動機的成熟，延長零部件的壽命，降低生產(chǎn)成本和后勤保障費用。最后，地面試驗積累了40000h以上，飛行試驗積累了7600h，發(fā)動機達到了可以投入使用的水平?？偟难兄瀑M用為6.21億美元。

為滿足B-1A轟炸機既能在高空以M＞2飛行、又能在低空跨音速突防、同時具有洲際航程的要求，對發(fā)動機來說，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。為此，通用電氣公司選擇了中等涵道比、高增壓比的加力渦扇循環(huán)。在研制中，利用該公司過去的J79、TF39發(fā)動機以及一系列研究和技術(shù)計劃的成果，如1965年開始的先進渦輪發(fā)動機燃氣發(fā)生器計劃，采用Rene系列高溫鎳基合金、激光打孔、摩擦焊、先進的冷卻技術(shù)和控制技術(shù)，F(xiàn)101是首次用紅外線高溫計作為其調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)之一的發(fā)動機。高溫計測取72片高壓渦輪葉片的平均溫度。當溫度達到極限時，調(diào)速器將限制燃油流量和風扇轉(zhuǎn)速。為便于維修，F(xiàn)101采用單元體結(jié)構(gòu)并設(shè)有許多孔探儀檢查口。

F101是研制中全面貫徹美國空軍1969年制訂的發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱的第一臺發(fā)動機。該大綱的貫徹主要通過以下四條措施來保證。

(1)遵循嚴格的結(jié)構(gòu)設(shè)計準則。在準則中，對發(fā)動機耐久性方面的要求有：發(fā)動機冷、熱端部件壽命分別為13500h和4000h，或2700齪?00個低周疲勞循環(huán)。在預(yù)估壽命時要按上述兩倍考慮。

(2)采用先進的結(jié)構(gòu)設(shè)計和分析方法，如有限元素法、回轉(zhuǎn)體、葉柵和系統(tǒng)動力學(xué)等電子計算機程序，合理設(shè)計各種零件。

(3)進行大量的結(jié)構(gòu)強度和壽命試驗。在研制中，共用40多臺發(fā)動機作各種整機、部件和系統(tǒng)試驗。F101是首次采用加速任務(wù)試驗的發(fā)動機。

(4)采用先進的測試儀器和壽命監(jiān)控系統(tǒng)，除采用加速度計、紅外線高溫計等測振、測溫措施外，在B-1A轟炸機上加裝中央綜合試驗分系統(tǒng)來監(jiān)控發(fā)動機的關(guān)鍵參數(shù)。在使用中，可將記錄的數(shù)據(jù)處理，計算出各零部件的剩余壽命，結(jié)合外場維護和孔探儀檢查情況，實現(xiàn)視情維護原則。

1981年10月2日，美國里根政府決定重新生產(chǎn)100架B-1B戰(zhàn)略轟炸機。于是，1982年美國空軍給予通用電氣公司一項1.822億美元的全面研制合同，包括3臺F101-GE-102原型機，用于性能和結(jié)構(gòu)完整性試驗。以后陸續(xù)簽訂了3項合同：1.25億美元用于生產(chǎn)4臺發(fā)動機和長周期項目的準備；2.859億美元用于生產(chǎn)37臺發(fā)動機；以及15.8億美元用于生產(chǎn)428臺發(fā)動機。

F101-GE-102型 與-100型基本相同，但耐久性有進一步提高，并根據(jù)B-1B的作戰(zhàn)任務(wù)作了一些小的修改。通用電氣公司為F101-GE-102制訂了一項充分的試驗計劃。在3臺原型機中：

1號原型機在1983年9月完成2組各由381個循環(huán)組成的加速任務(wù)試驗，實際運轉(zhuǎn)800h，相當于在B-1B上10年的使用壽命；

2號原型機在1984年秋季完成加速任務(wù)試驗，驗證了10000h的冷端壽命和3000h的熱端壽命；

3號原型機供生產(chǎn)定型用，于1983年9月通過定型并正式交付給美國空軍。

F101-GE-25 F101的不加力型，可能用于兩種超音速的隱身飛機。

F101-GE-28 F101的又一種不加力型，可能用于美國空軍一種高度保密的飛機。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

(F101-GE-100)進氣口 環(huán)形。20個進口導(dǎo)流葉片，前緣固定，起支板作用，后緣可調(diào)。熱空氣防冰。風扇 2級軸流式。實心鈦合金工作葉片帶冠，水平對開鈦合金蜂窩結(jié)構(gòu)機匣。壓比2.0，轉(zhuǎn)速7710r/min。壓氣機 9級軸流式。零級和前5級靜子葉片可調(diào)。前3級轉(zhuǎn)子葉片為鈦合金，后6級為A286

鋼。轉(zhuǎn)子為慣性焊接盤鼓式，前3級盤為鈦合金，后6級為DA718鋼。轉(zhuǎn)子和靜子葉片均可單獨更換。水平對開機匣，前段為鈦合金，后段為IN718。壓比12.5。

燃燒室 短環(huán)形?；鹧嫱灿蒆astelloy X合金經(jīng)機加工制成。燃油經(jīng)20個雙錐噴嘴和小渦流杯在高能氣流剪切作用下霧化，實現(xiàn)無煙燃燒。

高壓渦輪 單級軸流式。高負荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。轉(zhuǎn)子葉片材料為DSR80H，盤為DA718。機匣內(nèi)襯扇形段，通冷卻空氣進行主動間隙控制。轉(zhuǎn)子和靜子葉片可單獨更換。低壓渦輪 2級軸流式。葉尖帶冠，非冷卻。轉(zhuǎn)子葉片均可單獨更換，導(dǎo)向葉片分段更換。盤材料為DA718。

加力燃燒室 混合流型。盤旋式混合器使內(nèi)、外涵氣流有效混合并燃燒。筒體材料為IN625。尾噴管 收擴式。由鉸接的魚鱗板組成主、副噴管，由作動筒、移動杯、凸輪和連桿組成液壓機械式作動機構(gòu)。

控制系統(tǒng) 機械液壓式。帶電子式調(diào)整器，可以對風扇轉(zhuǎn)速、渦輪轉(zhuǎn)子葉片溫度和尾噴管面積進行控制。此外，還有中央綜合測試系統(tǒng)，不斷監(jiān)控發(fā)動機性能。

燃油系統(tǒng) 維克斯公司的主燃油泵和噴管液壓泵。森德斯特蘭德公司的燃油增壓泵。派克-漢尼茲公司的燃油活門組件和燃油噴嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和傳感器?；拖到y(tǒng) 整體式滑油和液壓油箱。技術(shù)數(shù)據(jù)

最大起飛推力(daN)

F101-GE-100

13338(加力)

7561(中間)

-102

13681(加力)

7561(中間)

7120(中間)

8012(中間)起飛耗油率[kg/(daN2h)]

F101-GE-100

2.24(加力)

0.56(中間)推重比

F101-GE-100

7.50

-102

7.69 空氣流量(kg/s)

F101-GE-100/-102 159 涵道比

F101-GE-100/-102 2.01 總增壓比

F101-GE-100/-102 26.5 渦輪進口溫度(℃)

F101-GE-100/-102 1371 最大直徑(mm)

F101-GE-100/-102 1397 長度(mm)

F101-GE-100/-102 4600(含進氣錐)質(zhì)量(kg)

F101-GE-100/-101814

歐洲心臟: EJ200加力渦輪風扇發(fā)動機

牌

號 EJ200 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 國際合作

廠

商 歐洲噴氣渦輪公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 研制中

裝機對象 歐洲戰(zhàn)斗機EF2000 研制情況

EJ200是歐洲四國聯(lián)合研制的先進雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風扇發(fā)動機，用于歐洲聯(lián)合研制的90年代戰(zhàn)斗機EFA(現(xiàn)編號EF2000)。參加研制工作的有英國羅?羅公司、德國發(fā)動機渦輪聯(lián)合公司、意大利菲亞特公司和西班牙渦輪發(fā)動機工業(yè)公司，各占份額33%、33%、21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三國集團發(fā)起EFA計劃，同年9月西班牙加入該集團。1986年12月，負責EJ200發(fā)動機研制的歐洲噴氣渦輪公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注冊。1988年11月簽訂發(fā)動機研制合同，同時首臺EJ200設(shè)計驗證機在德國慕尼黑運轉(zhuǎn)。1989年12月，三臺設(shè)計驗證機共積累運轉(zhuǎn)650h，達到設(shè)計驗證機要求。1991年10月EJ200原型機首次運轉(zhuǎn)。計劃將制造20多臺原型機用于地面和飛行試驗。預(yù)計1996年可能交付生產(chǎn)型EJ200。

在發(fā)動機設(shè)計要求中，除要達到高推重比(10)和低耗油率外，特別強調(diào)高的可靠性，耐久性和維修性以及低的壽命期費用。例如：平均故障間隔時間大于100EFH*，空中停車率小于0.1/1000EFH，維修工時不大于0.5MMH**/EFH。采用的新技術(shù)主要有：損傷容限和高效率的寬弦葉片、三維有粘的葉輪機設(shè)計方法、整體葉盤結(jié)構(gòu)的風扇和壓氣機、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴和具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力的FADEC。在開始執(zhí)行EJ200研制計劃之前英國羅?羅公司專門研制了XG-40驗證機，以便在實際發(fā)動機環(huán)境下驗證新的設(shè)計技術(shù)。為EJ200打下技術(shù)基礎(chǔ)。

除歐洲戰(zhàn)斗機EF2000外，EJ200發(fā)動機其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰(zhàn)斗機2000、“狂風”戰(zhàn)斗機改裝、F/A-

18、意大利馬基航空公司與巴西航空工業(yè)公司合作研制的AMX、“陣風”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰(zhàn)斗機。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

風扇 3級軸流式。采用三維跨音速寬弦葉片。懸臂支承，無進口導(dǎo)流葉片。第3級為葉盤結(jié)構(gòu)。壓比約4.0。

高壓壓氣機 5級軸流式。第1級有可調(diào)進口導(dǎo)流葉片并采用葉盤結(jié)構(gòu)。燃燒室 環(huán)形。無煙。帶蒸發(fā)式噴油嘴。高壓渦輪 單級軸流式。氣冷渦輪葉片采用低密度單晶材料和隔熱涂層，渦輪盤材料為粉末冶金材料U720。

低壓渦輪 單級軸流式。葉片和輪盤材料分別為單晶和粉末冶金。加力燃燒室 燃燒和混合型。采用多根徑向火焰穩(wěn)定器。尾噴管 全程可調(diào)收斂-擴張式。

控制系統(tǒng) FADEC，具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力。滑油系統(tǒng) 零過載或負過載滑油系統(tǒng)。最大加力推力(daN)

9000 中間推力(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

空氣流量(kg/s)

75～77 涵道比

0.40 總增壓比

26.0 渦輪進口溫度(℃)

1477 最大直徑(mm)

863 長度(mm)

3556 質(zhì)量(kg)

900

法國M53與M88渦輪風扇發(fā)動機簡介

M88系列

牌

號 M88 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 法國

廠

商 國營航空發(fā)動機研究制造公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 M88-1

“陣風”A。

M88-2

“陣風”D(早期型)。

M88-3

“陣風”D(晚期型)，“陣風”M。

CFM88

行政機和支線飛機。研制情況

M88是為滿足90年代多用途戰(zhàn)斗機研制的一種先進雙轉(zhuǎn)子加力式渦扇發(fā)動機。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1階段核心機試驗時，渦輪進口溫度為1427℃，1987年第2階段核心機試驗時達到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月開始，并于1989年3月開始地面臺架試車。1990年2月，在“陣風”D上與一臺F404混裝進行飛行試驗，1992年第三季度完成生產(chǎn)型發(fā)動機定型試驗。計劃于1996年交付生產(chǎn)型發(fā)動機。整個研制計劃包括5500地面試驗小時和4000飛行試驗小時，研制費用為16億美元。按照飛機任務(wù)要求，在循環(huán)參數(shù)選擇上采用盡可能高的渦輪進口溫度、中到高的總增壓比和中等涵道比。采用的新技術(shù)主要有三維有粘葉輪機氣動計算方法、單晶渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、樹脂基復(fù)合材料(PMR-15)外涵機匣、陶瓷基復(fù)合材料噴管調(diào)節(jié)片和余度式全權(quán)數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。與阿塔9K50相比，M88-2長度短40%，重量輕45%，推重比高88%。初始故障間隔

時間100～150h。

M88-1 結(jié)構(gòu)與早期M88 MK1相同，推重比從9.5提高到10.0。改進的主要方面是：提高渦輪進口溫度，改進風扇和壓氣機氣動設(shè)計，風扇壓比從3.5提高到4.0。

M88-2 標準生產(chǎn)型。包括無污染燃燒室，單晶渦輪葉片和粉末冶金盤，在降低電磁和紅外線信號方面也取得了一定進展。1997年開始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是進一步降低耗油率和提高高壓核心機及加力燃燒室的使用壽命。該發(fā)動機在2001年底取得了法國DGA國防部采購代辦的認證，到2004年所有在法國服役的M88發(fā)動機都將換裝-2E4

M88-3 考慮中的改型，用于單發(fā)輕型戰(zhàn)斗機，推力范圍8451～9341daN。采用一種新的3級風扇。預(yù)計1999～2000年可供使用。

M88-4 擬議中的改型，用于較重的單發(fā)戰(zhàn)斗機，推力范圍9341～10230daN。采用全新的風扇、低壓渦輪和加力燃燒室。

M88-2S/M88-3S 分別是M88-2和M88-3的不加力型，推力為4893daN和6227daN。預(yù)計本世紀末可供使用。

CFM88 在M88核心機基礎(chǔ)上加上某個CFM56的部件(可能是風扇)的民用改型，計劃用于90～122座的支線飛機。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進氣口 環(huán)形，帶可調(diào)進口導(dǎo)流葉片和鈍頭進氣錐。風扇 3級軸流式。

壓氣機 6級軸流式，前3排整流葉片可調(diào)。在第4和第5級之間設(shè)引氣口。燃燒室 環(huán)形。多孔氣膜冷卻。L/H=2。

高壓渦輪 單級軸流式。渦輪葉片為氣冷，用AM1單晶合金。輪盤材料早期為Astroloy粉末冶金材料，生產(chǎn)型用N18合金。低壓渦輪 單級軸流式。氣冷。

加力燃燒室 整體式。采用9根徑向穩(wěn)定器和單圈環(huán)形穩(wěn)定器組合。

尾噴管 引射式。喉部面積和引射噴口面積均可調(diào)。噴口調(diào)節(jié)片用碳化硅基陶瓷材料制成。控制系統(tǒng) ELECM的雙余度FADEC。技術(shù)數(shù)據(jù)

最大加力推力(daN)

M88-1

8318

M88-2

7500

M88-3

8000～9300 中間推力(daN)

M88-2

4871 加力耗油率[kg/(daN?h)]

M88-2

1.80 中間耗油率[kg/(daN?h)]

M88-2

0.898 推重比

M88-2

9.0 空氣流量(kg/s)

M88-2

M88-3 72 涵道比

M88-2

0.5

M88-3 0.3 總增壓比

M88-1

M88-2

24.5

M88-3 27 渦輪進口溫度(℃)

M88-2

1577

M88-3 1577 最大直徑(mm)

M88-2

1003 進口直徑(mm)

M88-2

696

M88-3

790 長度(mm)

M88-2

3538

M88-3

3618 質(zhì)量(kg)

M88-2

850

M88-3 985

正在組裝的M88

M53系列

牌

號 M53 用

途 軍用渦扇發(fā)動機 類

型 渦輪風扇發(fā)動機 國

家 法國

廠

商 國營航空發(fā)動機研究制造公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

裝機對象 M53-2 “幻影”2000原型機。

M53-5 “幻影”4000原型機。

M53-P2 “幻影”2000。

M53-PX2 “幻影”2000。研制情況

為了研制一種適合80年代的高速高性能多用途戰(zhàn)斗攻擊機的發(fā)動機，SNECMA公司于1967年開始M53的設(shè)計。1970年2月M53首次試驗，1973年7月裝在專門改裝的“快帆”空中試車臺上首次試飛，1974年12月又裝在“幻影”F1空中試車臺上首次超音速飛行，馬赫數(shù)達1.2，在以后的試飛中馬赫數(shù)超過2。1978年3月在“幻影”2000上首飛，1978年末在“超幻影”4000上首飛。1976年8月M53完成軍方定型試驗，1979年末開始生產(chǎn)。M53的設(shè)計目標是：適合高速(M2.5)飛行的高單位推力、輕的重量和結(jié)構(gòu)完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；結(jié)構(gòu)簡單；維修費用低。截止2001年12月31日，M53發(fā)動機共有617臺在世界各地服役，總累積超過93萬飛行小時。M53服役計劃將超過2025年。

M53采用了阿塔發(fā)動機、TF106與TF306發(fā)動機的研制技術(shù)與經(jīng)驗。與阿塔9K50發(fā)動機相比，在直徑相同情況下，M53的推力提高約1960daN，巡航耗油率降低10～15%，長度縮短約1米。

M53的特點是采用三支點的單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，與雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)相比，這種結(jié)構(gòu)雖然性能較差，但零部件少，結(jié)構(gòu)簡單，便于維修。M53采用了大量鈦合金，大大減輕了發(fā)動機重量。該發(fā)動機共有12個單元體。M53的研制費用約1億多美元。

M53-2 早期的原型機。

M53-5 在M53-2基礎(chǔ)上的發(fā)展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和設(shè)計參數(shù)與M53-2基本相同。為改善發(fā)動機喘振裕度，對壓氣機葉片、控制系統(tǒng)和渦輪導(dǎo)向器做了改進。

M53-P2 M53的進一步改進型。主要改進包括采用先進的低壓壓氣機、改進的渦輪轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計、重新設(shè)計熱端部件、先進氣膜與對流冷卻。-P2于1981年6月首次臺架試驗，1985年1月開始生產(chǎn)。

M53-PX3型發(fā)動機具有高推力、低成本和先進工藝技術(shù)。技術(shù)改進包括全新的數(shù)字電調(diào)、渦輪優(yōu)化設(shè)計和可重復(fù)工作的加力系統(tǒng)。M53-PX3型發(fā)動機將使幻影2000戰(zhàn)斗機保持尖端性能。

結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)

進氣口 環(huán)形，帶尖進氣錐，用熱空氣防冰。

風扇 3級軸流式?？缫羲亠L扇懸臂支承在前滾棒軸承上。轉(zhuǎn)子盤-鼓為電子束焊接的整體式結(jié)構(gòu)。轉(zhuǎn)子葉片無減振凸臺。葉片用鈦合金制造。無進口導(dǎo)流葉片。

壓氣機 5級軸流式。等外徑設(shè)計。整流葉片不可調(diào)，無中間放氣。無進口導(dǎo)流葉片。前3級轉(zhuǎn)子是電子束焊接的鈦合金整體式結(jié)構(gòu)，后2級是鋼的，用螺栓連接。

燃燒室 環(huán)形，無煙。6段氣膜冷卻。機加工的氣膜孔徑約2.5~3mm。氣膜孔環(huán)與二股氣流進氣段用電子束焊接。有14個預(yù)蒸發(fā)燃油噴嘴。渦輪 2級軸流式(M53-P2為3級)。轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片為對流冷卻。第1級轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片有15個通冷空氣的小孔，第2級有8個。

加力燃燒室平行進氣的內(nèi)外涵氣流混合式。V型火焰穩(wěn)定器。3圈供油環(huán)供油。軸向波紋狀防振屏。隔熱屏有11段圓環(huán)和11排氣膜冷卻孔。

尾噴管 可調(diào)引射噴管。16對調(diào)節(jié)片和封嚴片由16個作動筒操縱。尾噴管喉部面積變化范圍為2850～5550cm2。

控制系統(tǒng) M53-5采用電氣-機械控制系統(tǒng)，但帶有一臺對全系統(tǒng)都起作用的電子計算機。此外，還有后備系統(tǒng)。當主系統(tǒng)發(fā)生故障時，仍可保證主系統(tǒng)和加力系統(tǒng)的工作。M53-P2為全權(quán)數(shù)字電子控制系統(tǒng)，同時備有應(yīng)急燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng) 來自飛機油箱的燃油經(jīng)增壓泵后，分別進入主燃油泵和加力燃油泵，兩路燃油經(jīng)過各自的調(diào)節(jié)器后，分別經(jīng)各自的燃油總管，進入主燃燒室和加力燃燒室。使用JP-1或JP-4?；拖到y(tǒng) 由齒輪式滑油增壓泵、回油泵、自動斷油指示器、油濾、滑油分配器和散熱器等組成。單發(fā)時備有應(yīng)急滑油系統(tǒng)，在發(fā)生故障時可保證發(fā)動機可靠工作20min。起動系統(tǒng) 燃氣渦輪起動機。

點火系統(tǒng) 主燃燒室有2個高能點火電嘴，火花能量為4J。技術(shù)數(shù)據(jù)

加力推力(daN)

M53-2

8330

M53-5

8820

M53-P2

9500 中間推力(daN)

M53-5

5440

M53-P2

6330 加力耗油率[kg/(daN?h)]

M53-5

2.09

M53-P2

2.12 中間耗油率[kg/(daN?h)]

M53-5

0.887

M53-P2

0.907 推重比

M53-5

6.12

M53-P2

6.56 空氣流量(kg/s)

M53-5

M53-P2

涵道比

M53-2，-5

M53-P2

總增壓比

M53-P2

渦輪進口溫度(℃)

M53-2

M53-5

M53-P2

直徑(mm)

長度(mm)

M53-P2

M53-5

質(zhì)量(kg)

M53-5

M53-P2

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

第三篇：航空發(fā)動機發(fā)展史

上海交通大學(xué)

航空航天學(xué)院

姓名：雷桂林

學(xué)號：1104139036

航空發(fā)動機發(fā)展歷程及趨勢

1、活塞式發(fā)動機時期 早期液冷發(fā)動機居主導(dǎo)地位

很早以前，我們的祖先就幻想像鳥一樣在天空中自由飛翔，也曾作過各種嘗試，但是多半因為動力源問題未獲得解決而歸于失敗。最初曾有人把專門設(shè)計的蒸汽機裝到飛機上去試，但因為發(fā)動機太重，都沒有成功。到19世紀末，在內(nèi)燃機開始用于汽車的同時，人們即聯(lián)想到把內(nèi)燃機用到飛機上去作為飛機飛行的動力源，并著手這方面的試驗。

1903年，萊特兄弟把一臺4缸、水平直列式水冷發(fā)動機改裝之后，成功地用到他們的“飛行者一號”飛機上進行飛行試驗。這臺發(fā)動機只發(fā)出8.95 kW的功率，重量卻有81 kg，功重比為0.11kW/daN。發(fā)動機通過兩根自行車上那樣的鏈條，帶動兩個直徑為2.6m的木制螺旋槳。首次飛行的留空時間只有12s,飛行距離為36.6m。但它是人類歷史上第一次有動力、載人、持續(xù)、穩(wěn)定、可操作的重于空氣飛行器的成功飛行。

以后，在飛機用于戰(zhàn)爭目的的推動下，航空特別是在歐洲開始蓬勃發(fā)展，法國在當時處于領(lǐng)先地位。美國雖然發(fā)明了動力飛機并且制造了第一架軍用飛機，但在參戰(zhàn)時連一架可用的新式飛機都沒有。在前線的美國航空中隊的6287架飛機中有4791架時法國飛機，如裝備伊斯潘諾-西扎V型液冷發(fā)動機的“斯佩德”戰(zhàn)斗機。這種發(fā)動機的功率已達130~220kW, 功重比為0.7kW/daN左右。飛機速度超過200km/h，升限6650m。

當時，飛機的飛行速度還比較小，氣冷發(fā)動機冷卻困難。為了冷卻，發(fā)動機裸露在外，阻力又較大。因此，大多數(shù)飛機特別是戰(zhàn)斗機采用的是液冷式發(fā)動機。期間，1908年由法國塞甘兄弟發(fā)明旋轉(zhuǎn)汽缸氣冷星型發(fā)動機曾風行一時。這種曲軸固定而汽缸旋轉(zhuǎn)的發(fā)動機終因功率的增大受到限制，在固定汽缸的氣冷星型發(fā)動機的冷卻問題解決之后退出了歷史舞臺。兩次世界大戰(zhàn)之間的重要技術(shù)發(fā)明

在兩次世界大戰(zhàn)之間，在活塞式發(fā)動機領(lǐng)域出現(xiàn)幾項重要的發(fā)明：發(fā)動機整流罩既減小了飛機阻力，又解決了氣冷發(fā)動機的冷卻困難問題，甚至可以的設(shè)計兩排或四排汽缸的發(fā)動機，為增加功率創(chuàng)造了條件；廢氣渦輪增壓器提高了高空條件下的進氣壓力，改善了發(fā)動機的高空性能；變距螺旋槳可增加螺旋槳的效率和發(fā)動機的功率輸出；內(nèi)充金屬鈉的冷卻排氣門解決了排氣門的過熱問題；向汽缸內(nèi)噴水和甲醇的混合液可在短時內(nèi)增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸內(nèi)燃燒前壓力由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。

從20世紀20年代中期開始，氣冷發(fā)動機發(fā)展迅速，但液冷發(fā)動機仍有一席之地在此期間，在整流罩解決了阻力和冷卻問題后，氣冷星型發(fā)動機由于有剛性大，重量輕，可靠性、維修性和生存性好，功率增長潛力大等優(yōu)點而得到迅速發(fā)展,并開始在大型轟炸機、運輸機和對地攻擊機上取代液冷發(fā)動機。在20世紀20年代中期，美國萊特公司和普·惠公司先后發(fā)展出單排的“旋風”和“颶風”以及“黃蜂”和“大黃蜂”發(fā)動機，最大功率超過400kW，功重比超過1kW/daN。到第二次世界大戰(zhàn)爆發(fā)時，由于雙排氣冷星型發(fā)動機的研制成功，發(fā)動機功率已提高到 上海交通大學(xué)

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600~820kW。此時，螺旋槳戰(zhàn)斗機的飛行速度已超過500km/h，飛行高度達10000m。

在第二次世紀大戰(zhàn)期間，氣冷星型發(fā)動機繼續(xù)向大功率方向發(fā)展。其中比較著名的有普·惠公司的雙排“雙黃蜂”（(R-2800)和四排“巨黃蜂”(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，開始時功率為1230kW, 共發(fā)展出5個系列幾十個改型，最后功率達到2088kW，用于大量的軍民用飛機和直升機。單單為P-47戰(zhàn)斗機就生產(chǎn)了24000臺R-2800發(fā)動機，其中P-47 J的最大速度達805km/h。雖然有爭議，但據(jù)說這是第二次世界大戰(zhàn)中飛得最快的戰(zhàn)斗機。這種發(fā)動機在航空史上占有特殊的地位。在航空博物館或航空展覽會上，R-2800總是放置在中央位置。甚至有的航空史書上說，如果沒有R-2800發(fā)動機，在第二次世界大戰(zhàn)中盟國的取勝要困難得多。后者有四排28個汽缸，排量為71.5L，功率為2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式發(fā)動機，用于一些大型轟炸機和運輸機。1941年，圍繞六臺R-4360發(fā)動機設(shè)計的B-36轟炸機是少數(shù)推進是飛機之一，但未投入使用。萊特公司的R-2600和R-3350發(fā)動機也是很有名的雙排氣冷星型發(fā)動機。前者在1939推出，功率為1120kW，用于第一架載買票旅客飛越大西洋的波音公司“快帆”314型四發(fā)水上飛機以及一些較小的魚雷機、轟炸機和攻擊機。后者在1941年投入使用，開始時功率為2088kW，主要用于著名的B-29“空中堡壘”戰(zhàn)略轟炸機。R-3350在戰(zhàn)后發(fā)展出一種重要改型--渦輪組合發(fā)動機。發(fā)動機的排氣驅(qū)動三個沿周向均布的廢氣渦輪，每個渦輪在最大狀態(tài)下可發(fā)出150kW的功率。這樣，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低達0.23kg/(kW·h)。1946年9月，裝兩臺R-3350渦輪組合發(fā)動機的P2V1“海王星”飛機創(chuàng)造了18090km的空中不加油的飛行距離世界紀錄。液冷發(fā)動機與氣冷發(fā)動機之間的競爭在第二次世界大戰(zhàn)中仍在繼續(xù)。液冷發(fā)動機雖然有許多缺點，但它的迎風面積小，對高速戰(zhàn)斗機特別有利。而且，戰(zhàn)斗機的飛行高度高，受地面火力的威脅小，液冷發(fā)動機易損的弱點不突出。所以，它在許多戰(zhàn)斗機上得到應(yīng)用。例如，美國在這次大戰(zhàn)中生產(chǎn)量最大的5種戰(zhàn)斗機中有4種采用液冷發(fā)動機。其中，值得一提的是英國羅-羅公司的梅林發(fā)動機。它在1935年11月在“颶風”戰(zhàn)斗機上首次飛行時，功率達到708kW；1936年在“噴火”戰(zhàn)斗機上飛行時，功率提高到783kW。這兩種飛機都是第二次世界大戰(zhàn)期間有名的戰(zhàn)斗機，速度分別達到624km/h和750km/h。梅林發(fā)動機的功率在戰(zhàn)爭末期達到1238kW，甚至創(chuàng)造過1491kW的紀錄。美國派克公司按專利生產(chǎn)了梅林發(fā)動機，用于改裝P-51“野馬”戰(zhàn)斗機，使一種平常的飛機變成戰(zhàn)時最優(yōu)秀的戰(zhàn)斗機?！耙榜R”戰(zhàn)斗機采用一種不常見的五葉螺旋槳，安裝梅林發(fā)動機后，最大速度達到760km/h，飛行高度為15000m。除具有當時最快的速度外，“野馬”戰(zhàn)斗機的另一個突出的優(yōu)點是有驚人的遠航能力，它可以把盟軍的轟炸機一直護送到柏林。到戰(zhàn)爭結(jié)束時，“野馬”戰(zhàn)斗機在空戰(zhàn)中共擊落敵機4950架，居歐洲戰(zhàn)場的首位。而在遠東和太平洋戰(zhàn)場上，則是由于裝備了氣冷發(fā)動機的F6F“地獄貓”戰(zhàn)斗機的參戰(zhàn)，才結(jié)束了日本“零”式戰(zhàn)斗機的霸主地位。航空史學(xué)界把“野馬”飛機看作螺旋槳戰(zhàn)斗機的頂峰之作。

在第二次世界大戰(zhàn)開始之后和戰(zhàn)后的最主要的技術(shù)進展有直接注油、渦輪組合發(fā)動機和低壓點火。

在兩次世界大戰(zhàn)的推動下，發(fā)動機的性能提高很快，單機功率從不到10 kW增加到2500 kW 上海交通大學(xué)

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左右，功率重量比從0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率從每升排量幾千瓦增加到四五十千瓦，耗油率從約0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修壽命從幾十小時延長到2000~3000h。到第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束時，活塞式發(fā)動機已經(jīng)發(fā)展得相當成熟，以它為動力的螺旋槳飛機的飛行速度從16km/h提高到近800 km/h，飛行高度達到15000 m?？梢哉f，活塞式發(fā)動機已經(jīng)達到其發(fā)展的頂峰。噴氣時代的活塞式發(fā)動機

在第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束后，由于渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)明而開創(chuàng)了噴氣時代，活塞式發(fā)動機逐步退出主要航空領(lǐng)域，但功率小于370 kW的水平對缸活塞式發(fā)動機發(fā)動機仍廣泛應(yīng)用在輕型低速飛機和直升機上，如行政機、農(nóng)林機、勘探機、體育運動機、私人飛機和各種無人機，旋轉(zhuǎn)活塞發(fā)動機在無人機上嶄露頭角，而且美國NASA還正在發(fā)展用航空煤油的新型二沖程柴油機供下一代小型通用飛機使用。

美國NASA已經(jīng)實施了一項通用航空推進計劃，為未來安全舒適、操作簡便和價格低廉的通用輕型飛機提供動力技術(shù)。這種輕型飛機大致是4~6座的，飛行速度在365 km/h左右。一個方案是用渦輪風扇發(fā)動機，用它的飛機稍大，有6個座位，速度偏高。另一個方案是用狄塞爾循環(huán)活塞式發(fā)動機，用它的飛機有4個座位，速度偏低。對發(fā)動機的要求為： 功率為150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW·h)； 滿足未來的排放要求； 制造和維修成本降低一半。到2000年，該計劃已經(jīng)進行了500h以上的發(fā)動機地面試驗，功率達到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW·h)。

2、燃氣渦輪發(fā)動機時期

第二個時期從第二次設(shè)計大戰(zhàn)結(jié)束至今。60年來，航空燃氣渦輪發(fā)動機取代了活塞式發(fā)動機，開創(chuàng)了噴氣時代，居航空動力的主導(dǎo)地位。在技術(shù)發(fā)展的推動下（見表1），渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、槳扇發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機在不同時期在不同的飛行領(lǐng)域內(nèi)發(fā)揮著各自的作用，使航空器性能跨上一個又一個新的臺階。渦噴/渦扇發(fā)動機

英國的惠特爾和德國的奧海因分別在1937年7月14日和1937年9月研制成功離心式渦輪噴氣發(fā)動機WU和HeS3B。前者推力為530daN，但1941年5月15日首次試飛的格羅斯特公司E28/39飛機裝的是其改進型W1B，推力為540daN，推重比2.20。后者推力為490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先裝在亨克爾公司的He-178飛機上試飛成功。這是世界上第一架試飛成功的噴氣式飛機，開創(chuàng)了噴氣推進新時代和航空事業(yè)的新紀元。

世界上第一臺實用的渦輪噴氣發(fā)動機是德國的尤莫-004，1940年10月開始臺架試車，1941年12月推力達到980daN，1942年7月18日裝在梅塞施米特Me-262飛機上試飛成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共擊落盟軍飛機613架，自己損失200架（包括非戰(zhàn)斗損失）。英國的第一種實用渦輪噴氣發(fā)動機是1943年4月羅·羅公司推出的威蘭德，推力為755daN，推重比2.0。該發(fā)動機當年投入生產(chǎn)后即裝備“流星”戰(zhàn)斗機，于1944年5月交給英國空軍使用。該機曾在英吉利海峽上空成功地攔截了德國的V-1導(dǎo)彈。上海交通大學(xué)

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戰(zhàn)后，美、蘇、法通過買專利，或借助從德國取得的資料和人員，陸續(xù)發(fā)展了本國第一代渦輪噴氣發(fā)動機。其中，美國通用電氣公司的J47軸流式渦噴發(fā)動機和蘇聯(lián)克里莫夫設(shè)計局的RD-45離心式渦噴發(fā)動機的推力都在2650daN左右，推重比為2~3，它們分別在1949年和1948年裝在F-86和米格-15戰(zhàn)斗機上服役。這兩種飛機在朝鮮戰(zhàn)爭期間展開了你死我活的空戰(zhàn)。20世紀50年代初，加力燃燒室的采用使發(fā)動機在短時間內(nèi)能夠大幅度提高推力，為飛機突破聲障提供足夠的推力。典型的發(fā)動機有美國的J57和蘇聯(lián)的RD-9B，它們的加力推力分別為7000daN和3250daN，推重比各為3.5和4.5。它們分別裝在超聲速的單發(fā)F-100和雙發(fā)米格-19戰(zhàn)斗機上。

在50年代末和60年代初，各國研制了適合M2以上飛機的一批渦噴發(fā)動機，如J79、J75、埃汶、奧林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已達5~6。在60年代中期還發(fā)展出用于M3一級飛機的J58和R-31渦噴發(fā)動機。到70年代初，用于“協(xié)和”超聲速客機的奧林帕斯593渦噴發(fā)動機定型，最大推力達到17000daN。從此再沒有重要的渦噴發(fā)動機問世。

渦扇發(fā)動機的發(fā)展源于第二次世界大戰(zhàn)。世界上第一臺運轉(zhuǎn)的渦輪風扇發(fā)動機是德國戴姆勒-奔馳研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在實驗臺上達到840千克推力，但因技術(shù)困難及戰(zhàn)爭原因沒能獲得進一步發(fā)展。世界上第一種批量生產(chǎn)的渦扇發(fā)動機是1959年定型的英國康維，推力為5730daN，用于VC-

10、DC-8和波音707客機。涵道比有0.3和0.6兩種，耗油率比同時期的渦噴發(fā)動機低10%~20%。1960年，美國在JT3C渦噴發(fā)動機的基礎(chǔ)上改型研制成功JT3D渦扇發(fā)動機，推力超過7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客機以及軍用運輸機。

以后，渦扇發(fā)動機向低涵道比的軍用加力發(fā)動機和高涵道比的民用發(fā)動機的兩個方向發(fā)展。在低涵道比軍用加力渦扇發(fā)動機方面，20世紀60年代，英、美在民用渦扇發(fā)動機的基礎(chǔ)上研制出斯貝-MK202和TF30，分別用于英國購買的“鬼怪”F-4M/K戰(zhàn)斗機和美國的F111（后又用于F-14戰(zhàn)斗機）。它們的推重比與同時期的渦噴發(fā)動機差不多，但中間耗油率低，使飛機航程大大增加。在70~80年代，各國研制出推重比8一級的渦扇發(fā)動機，如美國的F!00、F404、F110，西歐三國的RB199，前蘇聯(lián)的RD-33和AL-31F。它們裝備目前在一線的第三戰(zhàn)斗機，如F-

15、F-

16、F-

18、“狂風”、米格-29和蘇-27。目前，推重比10一級的渦扇發(fā)動機已研制成功，即將投入服役。它們包括美國的F-22/F119、西歐的EFA2000/EJ200和法國的“陣風”/M88。其中，F(xiàn)-22/F119具有第四代戰(zhàn)斗機代表性特征--超聲速巡航、短距起落、超機動性和隱身能力。超聲速垂直起飛短距著陸的JSF動力裝置F136正在研制之中，預(yù)計將于2010~2012年投入服役。

自20世紀70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）渦扇發(fā)動機投入使用以來，開創(chuàng)了大型寬體客機的新時代。后來，又發(fā)展出推力小于20000daN的不同推力級的高涵道比渦扇發(fā)動機，廣泛用于各種干線和支線客機。10000~15000daN推力級的CFM56系列已生產(chǎn)13000多臺，并創(chuàng)造了機上壽命超過30000h的記錄。民用渦扇發(fā)動機依然投入使用以來，已使巡航耗油率降低一半，噪聲下降20dB, CO、UHC、NOX分別減少70%、90%、45%。90年代中期裝備波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）渦扇發(fā)動機的推力超過35000daN。其中，上海交通大學(xué)

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通用電氣公司GE90-115B在2003年2月創(chuàng)造了56900daN的發(fā)動機推力世界紀錄。目前，普·惠公司正在研制新一代渦扇發(fā)動機PW8000，這種齒輪傳動渦扇發(fā)動機，推力為11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。渦槳/渦軸發(fā)動機

第一臺渦輪螺旋槳發(fā)動機為匈牙利于1937年設(shè)計、1940年試運轉(zhuǎn)的 Jendrassik Cs-1。該機原計劃用于本國Varga RMI-1 X/H型雙引擎?zhèn)刹?轟炸機但該機項目被取消。1942年，英國開始研制本國第一臺渦槳發(fā)動機羅爾斯-羅伊斯 RB.50 Trent。該機于1944年6月首次運轉(zhuǎn)，經(jīng)過633小時試車后于1945年9月20日安裝在一臺格羅斯特“流星”戰(zhàn)斗機上，并做了298小時飛行實驗。以后，英國、美國和前蘇聯(lián)陸續(xù)研制出多種渦槳發(fā)動機，如達特、T56、AI-20和AI-24。這些渦槳發(fā)動機的耗油率低，起飛推力大，裝備了一些重要的運輸機和轟炸機。美國在1956年服役的渦槳發(fā)動機T56/501，裝于C-130運輸機、P3-C偵察機和E-2C預(yù)警機。它的功率范圍為2580～4414 kW，有多個軍民用系列，已生產(chǎn)了17000多臺，出口到50多個國家和地區(qū)，是世界上生產(chǎn)數(shù)量最多的渦槳發(fā)動機之一，至今還在生產(chǎn)。前蘇聯(lián)的HK-12M的最達功率達11000kW,用于圖-95“熊”式轟炸機、安-22軍用運輸機和圖-114民用運輸機。終因螺旋槳在吸收功率、尺寸和飛行速度方面的限制，在大型飛機上渦輪螺旋槳發(fā)動機逐步被渦輪風扇發(fā)動機所取代，但在中小型運輸機和通用飛機上仍有一席之地。其中加拿大普·惠公司的PT6A發(fā)動機是典型代表，40年來，這個功率范圍為350~1100kW的發(fā)動機系列已發(fā)展出30多個改型，用于144個國家的近百種飛機，共生產(chǎn)了30000多臺。美國在90年代在T56和T406的基礎(chǔ)上研制出新一代高速支線飛機用的AE2100是當前最先進的渦槳發(fā)動機，功率范圍為2983～5966 kW，其起飛耗油率特低，為0.249 kg/（kW·h）。

最近西歐四國決定為歐洲中型軍用運輸機A400M研制TP400渦槳發(fā)動機。該發(fā)動機以法國的M88的核心機為基礎(chǔ)，功率為7460kW,計劃于2008年定型。

在20世紀80年代后期，掀起了一陣性能上介于渦槳發(fā)動機和渦扇發(fā)動機之間的槳扇發(fā)動機熱。一些著名的發(fā)動機公司都在不同程度上進行了預(yù)計和試驗，其中通用電氣公司的無涵道風扇（UDF）GE36曾進行了飛行試驗。由于種種原因，只有俄羅斯和烏克蘭的安-70/D-27進入工程研制并計劃批生產(chǎn)裝備部隊。但因飛機技術(shù)老化、發(fā)動機噪聲不符合歐洲標準和試驗中發(fā)生的問題較多，最近俄烏雙方作出放棄裝備該機的決定。

從1950年法國透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型渦軸發(fā)動機并裝備美國的S52-5直升機上首飛成功以后，渦輪軸發(fā)動機在直升機領(lǐng)域逐步取代活塞式發(fā)動機而成為最主要的動力形式。半個世紀以來，渦軸發(fā)動機已成功低發(fā)展出四代，功重比已從2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代渦軸發(fā)動機是20世紀70年代設(shè)計，80年代投產(chǎn)的產(chǎn)品。主要代表機型有馬基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，裝備AS322“超美洲豹”、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代渦軸發(fā)動機是20世紀80年代末90年代初開始研制的新一代發(fā)動機,代表機型有英、法聯(lián)合研制的RTM322、美國的T800-LHT-800、德法英聯(lián)合研制的MTR390和俄羅斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66“科曼奇”、PAH-2/HAP/HAC“虎”和卡-52。世 上海交通大學(xué)

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界上最大的渦輪軸發(fā)動機是烏克蘭的D-136，起飛功率為7500 kW,裝兩臺發(fā)動機的米-26直升機可運載20 t的貨物。以T406渦輪軸發(fā)動機為動力的傾轉(zhuǎn)旋翼機V-22突破常規(guī)旋翼機400 km/h的飛行速度上限，一下子提高到638 km/h。

目前，美國正準備利陸軍計劃利用高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)（IHPTET）計劃第一階段和第二階段的成果發(fā)展用于UH-60A“黑鷹”/AH-64A“阿帕奇”改進型的動力--共用發(fā)動機項目(CEP)。CEP的目標是耗油率減少25~30%，功重比提高60%，采購成本和維護成本最小減少20%，使直升機的航程增加60%或載荷增加70%，同時減少后勤服務(wù)和維護的負擔。CEP項目的生產(chǎn)型發(fā)動機的功率限制在2240kW。

為滿足未來運輸旋翼機（FTR）的動力需求，2004財年將開始一個利用IHPTET第二階段和第三階段技術(shù)的發(fā)動機驗證計劃。這種發(fā)動機的功率為7460kW，其工程和制造研制（EMD）將于2008到2010財年進行。預(yù)計FTR與現(xiàn)在的重型運輸直升機相比,可使航程增加三倍，或載荷增加一倍。

航空燃氣渦輪發(fā)動機問世以后的60年來在技術(shù)上取得的重大進步可用下列數(shù)字表明： 服役的戰(zhàn)斗機發(fā)動機推重比從2提高到7~9，已經(jīng)定型并即將投入使用的達9~10。民用大涵道比渦扇發(fā)動機的最大推力已超過50000 daN，巡航耗油率從50年代渦噴發(fā)動機1.0 kg/(daN·h)下降到0.55 kg/(daN·h), 噪聲已下降20dB，CO、UHC和NOx分別下降70%、90%和45%。

服役的直升機用渦軸發(fā)動機的功重比從2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已經(jīng)定型并即將投入使用的達6.8~7.1 kW/daN。

發(fā)動機可靠性和耐久性倍增，軍用發(fā)動機空中停車率一般為0.2~0.4/1 000發(fā)動機飛行小時，民用發(fā)動機為0.002~0.02/1 000發(fā)動機飛行小時。戰(zhàn)斗機發(fā)動機整機定型要求通過4300~6000TAC循環(huán)試驗，相當于平時使用10多年，熱端零件壽命達到2 000h；民用發(fā)動機熱端部件壽命，為7000~10000 h，整機的機上壽命達到15000~20 000 h，也相當使用10年左右。綜述

總之，60年來航空渦輪發(fā)動機已經(jīng)發(fā)展得相當成熟，為各種航空器的發(fā)展作出了重要貢獻，其中包M3一級的戰(zhàn)斗/偵察機，具有超聲速巡航、隱身、短距起落和超機動能力的戰(zhàn)斗機、亞聲速垂直起落戰(zhàn)斗機、滿足180min 雙發(fā)干線客機延長航程（ETOPS）要求的寬體客機、有效載重大20t的巨型直升機和速度超過600km/h的傾轉(zhuǎn)旋翼機。同時，還為各種航空改型輕型地面燃氣輪機打下基礎(chǔ)。

三、展望未來

發(fā)動機研究和發(fā)展工作的特點是技術(shù)難度大、耗資多、周期長，發(fā)動機對飛機的性能以及飛機研制的成敗和進度有著決定性的影響，而且發(fā)動機技術(shù)具有良好的軍民兩用特性，對國防和國民經(jīng)濟有重要意義。因此，世界上幾個能獨立研制先進航空發(fā)動機的國家無不將優(yōu)先發(fā)展航空發(fā)動機作為國策，將發(fā)動機技術(shù)列為國家和國防關(guān)鍵技術(shù)，給予大量的投資，保證發(fā)動機 上海交通大學(xué)

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相對獨立地領(lǐng)先發(fā)展，并嚴格禁止關(guān)鍵技術(shù)出口。一些航空發(fā)動機后起工業(yè)國家也已制訂了重大的技術(shù)發(fā)展計劃，試圖建立獨立研制或參與國際合作研制先進航空發(fā)動機的能力。為滿足21世紀各種航空器發(fā)展的要求，航空發(fā)達國家從上世紀80年代末開始實施新的渦輪發(fā)動機技術(shù)發(fā)展計劃，其目標是到2005～2008年掌握使發(fā)動機能力翻番的技術(shù)。所取得的階段成果已經(jīng)成功地用于一些在役發(fā)動機的改進改型和新型號研制，目前正處于最終目標的驗證階段。鑒于計劃的成功實施和發(fā)動機對航空發(fā)展產(chǎn)生的重要作用，有的國家已經(jīng)擬訂了進一步的發(fā)動機技術(shù)發(fā)展計劃。新計劃在繼續(xù)提高能力的同時更強調(diào)降低成本，其目標是從2006年到2015年使以發(fā)動機能力（推重比/耗油率）與全壽命期成本之比來度量的經(jīng)濟承受性提高到10倍。在高超聲速推進方面，重點發(fā)展超聲速燃燒沖壓發(fā)動機和脈沖爆震波發(fā)動機，近期目標是實現(xiàn)M 4～8的導(dǎo)彈推進系統(tǒng)，遠期目標是發(fā)展供高超聲速有人駕駛飛機、跨大氣層飛行器和低成本可重復(fù)使用的天地間往返運輸系統(tǒng)的組合動力系統(tǒng)。其他一些新概念發(fā)動機和新能源發(fā)動機也在探索之中,如以微機電技術(shù)為基礎(chǔ)的微型無人機用超微型渦輪發(fā)動機和多電發(fā)動機,以及液氫燃料、燃料電池、太陽能和微波能等新能源動力。

1、綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)計劃 1988年，美國空軍首先發(fā)起制訂并實施高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)（IHPTET）計劃，空軍、海軍、陸軍、國防部預(yù)研局、NASA和七家主要發(fā)動機制造商都參與了這項計劃。計劃總的目標是到2005年使航空推進系統(tǒng)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%。也就是說，要用15~20年時間取得過去30~40年取得的成就，生產(chǎn)和維修成本降低35%~60%?？梢哉f，航空推進技術(shù)正呈現(xiàn)出一種加速發(fā)展的態(tài)勢。

在歐洲，以英國為主，意大利和德國參與共同實施了先進核心軍用發(fā)動機計劃的第二階段（ACME-Ⅱ），英國和法國又聯(lián)合實施了先進軍用發(fā)動機技術(shù)（AMET）計劃。ACME-Ⅱ的目標是在2005~2008年驗證推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和壽命期費用低25%的技術(shù)。俄羅斯也有類似的計劃，其目標是在2010~2015年驗證的技術(shù)，與俄羅斯的第五代發(fā)動機相比，重量減輕30~50%，耗油率減少15~30%，可靠性提高60%~80%，維修工作量減少50%~65%。這里著重介紹美國的IHPTET計劃，它采取變革性的技術(shù)途徑，綜合運用發(fā)動機氣動熱力學(xué)、材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計和控制方面突破性的成就，大大提高渦輪前溫度，簡化結(jié)構(gòu)，減輕重量，實現(xiàn)最佳性能控制，最終達到預(yù)定的目標。計劃總投資50億美元，以1995、2000和2005財年分為三個階段，分別達到總目標的30%、60%和100%。目前，第二階段的任務(wù)已經(jīng)完成，第三階段計劃正在實施，并已進入核心機的驗證機試驗階段。下面將以渦噴/渦扇發(fā)動機技術(shù)為例說明其進展。

●第一階段 軍方選普拉特·惠特尼公司為主承包商，通用電氣公司為備選承包商。以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2驗證機為代表，在1994年9月的試驗中已經(jīng)達到并超過了第一階段的目標--推重比增加30%，渦輪進口溫度比現(xiàn)有先進發(fā)動機高222℃，超過目標55℃。在它上面驗證的主要新技術(shù)有：小展弦比后掠風扇、Alloy C阻燃鈦合金壓氣機材料、雙合金 上海交通大學(xué)

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壓氣機盤、刷子封嚴、陶瓷復(fù)合材料火焰筒浮壁、“超冷”渦輪葉片和球形收斂調(diào)節(jié)片矢量噴管（SCFN，原定的第二階段目標）。

●第二階段 軍方選通用電氣公司/艾利遜預(yù)研公司聯(lián)合組為主承包商，普拉特·惠特尼公司為備選承包商，以確保一家承包商失敗時，技術(shù)仍能得到發(fā)展。艾利遜預(yù)研公司于1991年底和1994年6月分別試驗了針對IHPTET計劃第二階段目標的XTC16/1A 和XTC16/1B核心機，提前4年達到第二階段核心機目標。在這兩臺核心機上驗證的新技術(shù)主要有：壓氣機整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)、Lamilloy“鑄冷”渦輪葉片、渦輪整體葉盤、耐溫700~800°C的γ鈦鋁合金、周向分級燃燒室和陶瓷軸承。

通用電氣公司/艾利遜預(yù)研公司聯(lián)合組在1995～1996年試驗了一種合作的變循環(huán)核心機XTC76/2。該核心機有5級壓氣機和1級渦輪。于1998年開始試驗在XTC76/2核心機的基礎(chǔ)上組成的變循環(huán)驗證機，該驗證機上采用的新技術(shù)還有：先進的2級彎掠風扇、無級間導(dǎo)向器對轉(zhuǎn)渦輪、金屬基復(fù)合材料低壓渦輪軸和鎳鋁合金渦輪部件。

普·惠公司在1999年也試驗了下一代戰(zhàn)斗機發(fā)動機PW7000的初始原型，XTE-66，屬于第二階段技術(shù)驗證機，其推重比將比F119提高50%，達15~16。IHPTET計劃第二階段的變循環(huán)發(fā)動機可以在不帶加力的條件下達到F100-229和F110-129的帶加力單位推力，它與F100-229相比有以下改進：轉(zhuǎn)子級數(shù)減少5~6級；長度縮短40%；推重比從8提高到16；

典型任務(wù)油耗下降1/3；成本降低20%~30%；改進隱身能力。

●第三階段 第三階段已經(jīng)通過了應(yīng)用基礎(chǔ)研究和部件研究階段，在氣動熱力、結(jié)構(gòu)和材料方面已經(jīng)取得了階段性成果，在2001年和2002年分別進入核心機和驗證機驗證。待驗證的技術(shù)有：帶核心驅(qū)動風扇級的變循環(huán)發(fā)動機、壓比相當于F100-200發(fā)動機3級風扇的單級分隔式葉片風扇、高級壓比的金屬基復(fù)合材料整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)的高壓壓氣機（4級達到F100發(fā)動機10級的壓比）、鈦鋁壓氣機轉(zhuǎn)子和靜子葉片、駐渦穩(wěn)定燃燒室、燃燒室主動溫度場控制、陶瓷基復(fù)合材料火焰筒、陶瓷基復(fù)合材料渦輪導(dǎo)向葉片、無導(dǎo)向器葉片的對轉(zhuǎn)低壓渦輪、雙輻板渦輪盤、旋流加力燃燒室、流體控制矢量噴管（可分別降低重量和成本60%和25%）、磁性軸承、氣膜軸承、內(nèi)裝式整體起動/發(fā)電機和模型基分布式主動穩(wěn)定控制系統(tǒng)。

IHPTET計劃實施以來，其成果已應(yīng)用到許多軍民用發(fā)動機的新型號研制和現(xiàn)有型號的改進改型上。在民用發(fā)動機方面有GE90、PW4084、CFM56-

7、AE3007和FJ44, 在軍用發(fā)動機方面有F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110。

2、通用、經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機計劃

由于IHPTET計劃在取得空中優(yōu)勢和商業(yè)競爭優(yōu)勢中的重要作用和已經(jīng)取得的巨大成功，美國準備從2006年開始實施IHPTET計劃的后繼計劃--VAATE計劃，其指導(dǎo)思想是在提高性能的同時，更加強調(diào)降低成本。VAATE的總目標是，在2017年達到的技術(shù)水平使經(jīng)濟可承受性提高到F119發(fā)動機的10倍。技術(shù)驗證將分兩個階段進行。第一階段到2010年，使經(jīng)濟可承受性提高到6倍；第二階段到2017年使經(jīng)濟可承受性提高到10倍。上海交通大學(xué)

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推進系統(tǒng)的經(jīng)濟可承受性的定義為能力與壽命期成本之比，其中能力為推重比與中間狀態(tài)耗油率的函數(shù)。

VAATE計劃的服務(wù)對象不僅包括有人駕駛航空器的發(fā)動機，而且還涉及無人機的發(fā)動機以及船用和地面燃氣輪機。與IHPTET計劃一樣，VAATE計劃仍由國防部主持，NASA、能源部和六家發(fā)動機制造商參與。其投資水平也與IHPTET計劃相當，每年3億多美元，由政府和發(fā)動機制造商均攤。VAATE計劃將通過三個重點研究領(lǐng)域的相互配合來實?

第四篇：航空發(fā)動機高溫合金材料

高溫合金材料

高溫合金又叫熱強合金、超級合金。按基體組織材料可分為三類：鐵基、鎳基和鈷基。按生產(chǎn)方式可分為鑄造高溫合金、變形高溫合金和粉末高溫合金。按強化機理可分為碳化物強化、固溶強化、時效強化和彌散強化。一般用于航空發(fā)動機耐高溫材料的制造，特別是噴氣發(fā)動機最后兩級壓氣機和最初兩級渦輪葉片、燃燒室、加力燃燒室、渦輪盤、渦輪葉片及緊固件的制造。是重要戰(zhàn)略物資，各航空大國都在極其保密的條件下研制。

按生產(chǎn)方式可分為變形高溫合金與鑄造高溫合金。按強化機理可分為碳化物強化、固溶強化、時效強化和彌散強化。鑄造高溫合金：

鑄造高溫合金及制品主要以航空、航天發(fā)動機，地面燃機等動力機械為服務(wù)對象其發(fā)展主要以動力機械需求為牽引。鑄造高溫合金及制品對原材料要求高制備工藝復(fù)雜產(chǎn)品質(zhì)量控制嚴格，行業(yè)準入門檻高。國內(nèi)外具有研制和生產(chǎn)鑄造高溫合金能力的企業(yè)數(shù)量有限。近年來國內(nèi)外鑄造高溫合金發(fā)展趨勢主要表現(xiàn)為：



1、在等軸晶方面不再投入大量的人力和物力進行新合金的研制而是通過工藝水平的提高挖掘合金的潛能提高等軸晶鑄件的使用性能因而高性能等軸晶的發(fā)展是一個重要的方向。

2、目前各種先進鑄件制造技術(shù)和設(shè)備在不斷開發(fā)和形成如細晶工藝、熱控凝固、真空離心鑄造技術(shù)等許多大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)高溫合金鑄件制造成功并付諸應(yīng)用特別是越來越呈現(xiàn)出材料和工藝互相影響和促進的趨勢。發(fā)達國家在鑄造高溫合金材料上將集中于少數(shù)極端工作條件的關(guān)鍵需求上如適用于超高溫、大應(yīng)力、富氧或腐蝕環(huán)境等。同時繼續(xù)開發(fā)新技術(shù)并提高現(xiàn)有技術(shù)的控制水平從而提高各種高溫合金鑄件產(chǎn)品的質(zhì)量一致性和可靠性。

3、定向、單晶高溫合金研究方興未艾新型合金不斷涌現(xiàn)定向凝固合金已出現(xiàn)三代單晶合金發(fā)展到5代材料本體承溫能力達到1200℃基本達到此類材料的極限。

由于高溫合金的難變形特性以及我國尚無大型擠壓機和先進的大型熱模鍛、等溫鍛造等設(shè)備, 使我國高溫合金材料的熱加工面臨很大的困難。雖然冶金學(xué)家致力于合金化提高合金的耐高溫性能但收效甚微。

因此，進一步提高合金性能與對高溫合金材料開發(fā)的工作道路仍是曲折而漫長的。

第五篇：《駱駝祥子》總資料

《駱駝祥子》名著導(dǎo)讀

總體框架：

祥子的三起三落

一起：來到北平當人力車夫，苦干三年，湊足一百塊錢，買了輛新車。

一落：連人帶車被憲兵抓去當壯丁。理想第一次破滅。

二起：賣駱駝，拼命拉車，省吃儉用攢錢準備買新車。

二落：干包月時，祥子辛苦攢的錢也被孫偵探搜去，第二次希望破滅。

三起：虎妞以低價給祥子買了鄰居二強子的車，祥子又有車了。

三落：為了置辦虎妞的喪事，祥子又賣掉了車。

祥子的命運三部曲是“精進向上——不甘失敗——自甘墮落”。

作品主題：主要講述的是舊北京人力車夫的辛酸故事。本文痛斥了壓迫人民的無德之人，揭露了黑暗的舊社會對淳樸善良的勞動者所進行的剝削、壓迫，控訴了舊社會活生生把人“變”成鬼的罪惡，表達了作者對勞動人民的深切同情，批判了自私狹隘的個人主義，也揭示個人奮斗不是勞動人民擺脫貧困改變境遇的主題。更體現(xiàn)了人是隨環(huán)境變換而改變的動物，可謂是最不堪一擊的。人性的丑惡在此暴露無遺。老舍無情的批判了這個社會——它不讓好人有出路。

《駱駝祥子》每章概括

第一章：祥子生長在鄉(xiāng)間，失去了父母和幾畝薄田，十八歲時進城來拉車。經(jīng)過不懈的艱苦努力，他買到了自己的一輛新車，成了北平城一流的洋車夫。

第二章：祥子買上新車才半年，北平街上就流傳爆發(fā)戰(zhàn)爭的消息，一天祥子懷著僥幸心理貪圖高車費往清華拉客人，結(jié)果被軍閥隊伍抓去當差，車也被搶走。

第三章：祥子連夜帶了逃兵丟下的三匹駱駝逃命，天亮的時候來到一個村莊，他把三匹駱駝賣給一位養(yǎng)駱駝的老人，得到三十五元錢。

第四章：祥子病倒在海甸一家小店里，迷迷糊糊地過了三天。這三天里，他與三匹駱駝的關(guān)系由夢話或胡話中被人家聽了去，從此他便有了“駱駝祥子”的綽號。他強打精神，回到人和車廠。人和車廠老板劉四爺，有個女兒叫虎妞。祥子將賣駱駝所得除掉路上花費剩余的三十元寄存在劉四爺那里，希望繼續(xù)積攢，再買一輛屬于自己的車。

第五章：祥子仍然省吃儉用，但他的思想和為人發(fā)生了明顯的變化。他在楊家拉上“包月”只四天就被折磨得不得不辭掉了。第六章：離開楊家回到人和車廠，虎妞請祥子喝酒。酒后，在迷迷糊糊中祥子被虎妞騙上了床。事后，祥子心里萬分矛盾，對虎妞既憤恨又想念，同時還夾雜著害怕。

第七章：祥子到曹家拉包月，曹先生一家對他很好，很尊重他。一天夜里，祥子拉曹先生回家，不小心撞到石頭上，他和曹先生都摔傷了，祥子很難受，但曹先生絲毫也沒有責備他。

第八章：同在曹家?guī)蛡虻母邒寗裣樽影彦X拿去放高利貸或者存進銀行來生利息，祥子都不敢；高媽勸祥子起會，他也不敢。年關(guān)將到，祥子打算買點禮物去探望劉四爺并要回寄存在那里的錢，這時虎妞卻找上門來。

第九章：虎妞把祥子寄存在劉四爺那兒的錢拿來還他，并跟他說她懷孕了，要求他娶她。她還為祥子設(shè)計了一條討好劉四爺騙取劉四爺同意他們婚事的計策。祥子心亂如麻，借酒澆愁。

第十章：祥子在小茶館里等曹先生，一個五十多歲的老車夫因為又冷又餓暈倒在茶館門口，祥子買來十個包子請老車夫和他的孫子小馬兒吃。老車夫的遭遇給祥子以沉重的打擊，他發(fā)現(xiàn)即使有了一輛屬于自己的車，到老來也是很可怕的。

第十一章：祥子拉曹先生回家的途中發(fā)現(xiàn)被人跟蹤了，曹先生讓他改走左先生家，然后要他到曹家報信。他才回到曹家，就被孫偵探抓住了，孫偵探威逼利誘，最后祥子把悶葫蘆罐里的所有積蓄都給了孫偵探來“保命”。

第十二章：祥子逃離曹家，走投無路。重新回到曹家，遇著高媽。高媽要祥子留下來看家，自己去左家投靠曹先生。祥子擔心在曹家不安全，就翻墻到隔壁的王家找車夫老程。在老程的屋里輾轉(zhuǎn)反側(cè)一夜未眠。曹先生是個進步正直的知識分子。他的學(xué)生阮明整天忙于社會活動，功課不及格，卻要求曹先生讓他及格，曹先生沒有答應(yīng)，阮明便到黨部誣告曹先生是“亂黨”。

第十三章：天亮了，祥子無處可去，只好又回到人和車廠。見他回來，虎妞很高興。劉四爺正準備慶壽，就叫祥子幫忙。虎妞偷偷給祥子兩塊錢，讓他去買一份壽桃，還要他勤快一點給四爺好印象。

第十四章：劉四爺慶壽那天，吃早飯時，車夫們把對劉四爺?shù)牟粷M都發(fā)泄到祥子身上，祥子氣得差點和他們打起來。看到祝壽的人攜妻帶子，劉四爺感到自己的孤單，心情變得很郁悶。他看到虎妞對祥子的親熱勁兒，火上心頭。當著眾人的面，父女倆吵得不可開交，虎妞索性公開了她和祥子的關(guān)系。劉四爺把祥子也臭罵了一頓。

第十五章：虎妞讓馮先生把祥子帶到天順煤廠去，她在毛家灣一個大雜院里租到兩間小北房，準備了結(jié)婚的一切物事，定了喜日，給錢讓祥子去買了新衣，他們倆就這樣結(jié)合了。新婚之夜，祥子才知道原來虎妞的懷孕是假，是專為騙他的。祥子氣憤難當，第二天，他真想一走了之，可是走到哪里去呢？最后，他還是回到了虎妞那里。他希望虎妞拿錢給他買車，而虎妞卻不要他繼續(xù)拉車，她讓他去向劉四爺陪罪，希望重新回到劉家。

第十六章：虎妞和祥子租住的大雜院里住的都是窮苦人，虎妞喜歡在他們面前顯擺自己的富有。元宵節(jié)過后，祥子再也忍受不了清閑的日子了，他不聲不響地拉起了車，而且決心不論虎妞怎么反對 他都要拉車?；㈡は牖氐饺撕蛙噺S，又擔心劉四爺不接受。祥子偷偷到人和車廠附近觀察，發(fā)現(xiàn)車廠的招牌換了。

第十七章：祥子打聽明白，劉四爺把人和車廠賣了，帶著錢外出看世界了?；㈡ひ揽扛赣H的希望落空了，無奈之下只好拿錢買車給祥子拉。同一雜院的二強子賣了女兒小福子，買了車；不久打死老婆，為給老婆埋葬，把車賣給了虎妞。小福子被軍官買走當小老婆不到一年，軍官不聲不響地走了，把她給丟下；她只好又回到家中，她和虎妞成了好朋友；小福子的父親逼她賣淫，虎妞主動把房子租借給她用，從中獲利。

第十八章：二強子看著女兒賣淫，心情矛盾痛苦?；㈡ふ娴膽言辛恕Ａ率迥翘?，先是烈日當空，曬得人喘不過氣來；午后狂風大作，暴雨傾盆。在這冰火兩重天里，祥子都拉著車，他終于病倒了。

第十九章：祥子病了一個月，還沒完全康復(fù)就拉上了車，沒幾天，他又病了，一病又是一個月。祥子生病期間，小福子來和他說說話，虎妞醋勁大發(fā)，有意破壞小福子的“生意”，小福子忍受屈辱拉著弟弟來向她賠罪，兩人重歸于好。為了維持生計，祥子拼命拉車掙錢；虎妞懷孕之后，不運動又貪嘴。最后因難產(chǎn)而死。

第二十章：祥子賣了車，埋葬了虎妞。正當小福子向他表示愿意和他結(jié)合時，二強子卻突然出現(xiàn)，無恥地責罵女兒，祥子和他打起來。祥子發(fā)現(xiàn)，要是和小福子在一起，就必須養(yǎng)活她和兩個弟弟以及她的酒鬼父親。祥子賣掉一些雜物，收拾了東西離開了那個大雜院到一家車廠去了。祥子不只吸煙，有時也賭博、喝酒，“以前他所看不上眼的事，現(xiàn)在他都覺得有些意思”。他也不再想買車了，他不再像以前那樣不合群，而是設(shè)法向大家表示他很合群。后來，他拉上一個夏先生的包月

第二十一章：到了秋天，祥子禁不住誘惑，竟與夏太太發(fā)生了關(guān)系，而且得了病。他離了夏家，回到車廠。他雖然有時也還想要強，還想買車，也想念小福子，但這樣的念頭只是一閃即逝的。他變得懶惰了，學(xué)會了打架。一天晚上，他意外地拉上了劉四爺，劉四爺問虎妞的下落，他答了“死了”就揚長而去。

第二十二章：自從在胡同里惡言惡語地頂撞了劉四爺，祥子感到萬分痛快。他決心與過去告別，他身上重新有了活力，有了生機。他找到曹先生家，請曹先生給他指點出路。曹先生讓他再到他家來拉包月，并答應(yīng)讓小福子也在他家吃住。祥子立即趕到那個大雜院找小福子，卻不見了小福子的蹤影。祥子上街到處找，找了整整一天，杳無音訊。晚上，他回到車廠，煙酒又成了他的朋友。

第二十三章：祥子在街上失魂落魄地走，遇見了小馬兒的祖父，老頭子告訴他，小馬兒病死了，他的車也賣掉了，現(xiàn)在就靠賣茶水等度日。他還建議祥子到“白房子”去找小福子。祥子找到“白房子”，得知小福子因為無法忍受屈辱已經(jīng)上吊自殺，他的精神徹底崩潰了。他開始吃、喝、嫖、賭、訛詐，以干壞事為樂趣。第二十四章：阮明想利用祥子，不料卻被祥子以六十元出賣而丟了性命。祥子已經(jīng)不能拉車，他靠給人送殯來度著殘余的時日。“體面的，要強的，好夢想的，利己的，個人的，健壯的，偉大的，祥子”墮落成為“自私的，不幸的，社會病胎里的產(chǎn)兒，個人主義的末路鬼”。

人物形象概括

祥子——祥子來自農(nóng)村，他老實，健壯，堅忍，如同駱駝一般。他自尊好強，吃苦耐勞，憑自己的力氣掙飯吃。但最后，經(jīng)歷了三起三落，祥子已經(jīng)失去了生活的信心。他已經(jīng)變成了麻木，潦倒，狡猾，好占便宜，吃喝嫖賭，自暴自棄的行尸走肉。一個曾經(jīng)是那么要強的頭等車夫，最后卻還是沒有掙扎出悲慘的命運。祥子是舊社會貧苦勞動人民的縮影，他反映了舊社會勞動人民生活苦難與無奈。一個曾經(jīng)是那么要強的頭等車夫，最后卻還是沒有掙扎出悲慘的命運。為了買車，他從生活中扣出每一點錢，他舍下面子和下等車夫搶座，沒命的拉車，甚至連一口好茶也不愿喝,事情卻常常不如人愿，所有的意外都與愿望悖道相馳。后來自我墮落的他學(xué)會了所有的惡習，學(xué)會了和巡警找別扭，學(xué)會了保養(yǎng)自己，成了一個混日子的車夫。

虎妞——潑辣而有心計的中年婦女，生就一副男兒性格，很會打理事物，將人和車廠管理的井井有條。頗有心計的她安排好了一場騙局，卻沒料到早早的被父親——劉四爺——拆穿，但她還是騙取祥子和她結(jié)了婚，但卻沒料到父親會狠心拋下她不管，賣了廠子到外地去了。最終由于她的好吃懶做引起難產(chǎn)而死去了，她的一切結(jié)局都是又她自己一手造成的，算來算去結(jié)果把自己的命也算了進去。道高一尺，魔高一丈，像虎妞那樣搭進了一條命還得不到個好名聲，人死了也沒人同情，看來還是老老實實的做人好。

虎妞在小說中兼有雙重身份：車廠主劉四的女兒，人力車夫祥子的妻子。

1、這似乎是矛盾的兩面兼于一身，使虎妞的性格呈現(xiàn)出二重性：一方面，她沾染了剝削階級家庭傳給她的好逸惡勞，善玩心計和市儈習氣，她缺乏教養(yǎng)，粗俗刁潑；另一方面，她被父親出于私心而延宕了青春，心中頗有結(jié)怨。她對愛情與幸福的追求長期被壓抑，身受封建剝削家庭的損害，心理也因之變態(tài)，虎妞是劉四爺?shù)牧硪环N壓迫對象和犧牲品。在她和祥子的婚姻問題上，她并不是真的甘心做一輩子車夫的老婆，而是在很大程度上企圖把祥子也拉上她生活理想的軌道。當然，虎妞對于祥子，也不能說是沒有一些感情。祥子也得到她的關(guān)心——一種虎妞式的、近乎粗野的“疼愛”；而更多的，是她那種畸形的、祥子所接受不了的性的糾纏與索取，這是完全從她自身的需要出發(fā)，甚至也可以說，就是對祥子心靈和肉體兩方面的摧殘，她害了祥子。不合理的社會和剝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潰的悲劇結(jié)局?；㈡な窍樽酉蛏线M取的阻力和障礙，是導(dǎo)致祥子走向墮落的外在原因之一。

劉四爺——舊社會的袍哥人物，改良辦起了車廠，為人耿直，性格剛強，從不肯在外場失面子。這輩子最大的遺憾是沒有一個兒子來接自己的班，女兒雖能干但畢竟是女兒。由于女兒中年了還未出嫁，覺著對不起她，平日里也挺讓著她，但卻不愿自己辛辛苦苦掙得的家產(chǎn)遂著女兒一起給了別人。于是斷絕了與女兒的關(guān)系，最后連女兒的墳也不知道在哪兒。封建的思想使他忘記了親情，當他醒悟過來是已為時過晚，相信當祥子將他趕下車，一個人久久的立在那兒的時候，他真正感到了孤獨，真正感到了自己除了錢以外什么也沒有了，甚至連女兒的墳也不能看上一眼。

曹先生——一個平凡的教書人，愛好傳統(tǒng)美術(shù)，因為信奉社會主義，所以待人寬和，被祥子認為是“圣人” 舊社會的小知識分子，有點錢。有時候教點書，有時候也做別的事，一個中等人物，自居為“社會主義者”，同時也是個唯美主義者。在政治上、藝術(shù)上并沒有高深的見解，不過能把所信仰的那一點體現(xiàn)在生活小事中，他希望自己能成為一個真正的革命戰(zhàn)士又知道自己沒有這個能力。他對于祥子這樣的下層勞動人民表現(xiàn)出一定的關(guān)心和同情，能以自己所能解決他人一時之困?？梢哉f他是一個較為正直和進步的知識分子，但是他的思想受到時代局限，這也就使他并沒有成為真正的戰(zhàn)士。

高媽——曹先生的老媽子，為人熱情，曾三番五次勸祥子去放高利貸，但都因祥子的固執(zhí)而失敗了。高媽是當時這個社會的投機主義者，精明透頂，很會精打細算，或許在當時這個社會里，只有熬成像高媽這樣的人精，才能在各處左右逢源。心地善良、為人要強的老媽子，樂意幫助別人，經(jīng)歷了不幸，學(xué)會了在舊社會最底層生活的方法。有自己的想法，常常開導(dǎo)祥子，是一個祥子很佩服的人。

小馬兒的祖父——一個一輩子要強，最后卻連自己的小孫子也救不了的車夫。

小福子——一個善良的、可悲的人物，是祥子喜歡的人，但留給我們的只有深深的同情和無限的思考。祥子與虎妞結(jié)婚后住在了一間四合院，四合院里住著各種各樣的人，其中就有二強一家。二強一家共有五人，為二強夫婦、女兒——小福子及兩個兒子。二強把小福子二百塊錢賣給了一個軍官，而在小福子不在家期間，二強因喝多失手將二強嫂打死。而為了辦喪事，便把車便宜賣給了虎妞和祥子。過了一陣子小福子回來了，迫于生計，只好靠當妓女維持一家人的生活。其實祥子在虎妞死后便喜歡上了小福子，可是當祥子回到曹先生處找到了一份穩(wěn)定的工作時，小福子已經(jīng)上吊自殺了。

孫排長/偵探——在祥子第一次買上車后，因一次冒險拉活，被大兵們逮捕，不但丟了車，還得天天伺候這些當兵的，這些個兵的頭頭就是孫排長，這時孫排長還并未露面。祥子第二次遇到孫排長的時候是在曹先生被搜查的時候，此時孫排長已經(jīng)成為了孫偵探，可成為偵探的他依然擺了祥子一道，從祥子這把他所有的積蓄全都搜刮走了。祥子最后的墮落是因為夢想的破滅，原因有很多，可這個姓孫的就直接的兩次使祥子的夢想破滅，不可謂不是罪魁禍首之一

二強子——一個自暴自棄的車夫，把自己女兒賣了買了車，又風光了一陣，等錢用完了就喝了酒在家發(fā)脾氣，結(jié)果將自己的妻子打死了，賣了車辦完事，又開始拉車，天天喝的爛醉，家里的兩個 孩子也不管。女兒回來后，還逼著女兒賣身養(yǎng)活一家人，時?；丶艺遗畠阂X，要了錢又去喝的爛醉。二強子的行為是令人氣憤的，但是生活的壓迫使他喘不過氣，只有用酒精麻醉自己，每當他清醒時又覺得對不住女兒和兩個二子，可是沒本事的他只有靠拉車維持生活，而他又沒有祥子的要強，身體也不夠硬朗了，這使他更加自暴自棄，干脆淪為了一個不折不扣的敗類。

人物性格變化

祥子：（起初）老實、堅韌、自尊好強、吃苦耐勞；（最后）麻木、潦倒、狡猾、好占便宜、自甘墮落。

虎妞：心計重，具有雙重性，一方面有著自己追求幸福的愿望，對祥子有真誠的一面，另一方面剝削者的意識已經(jīng)滲透到她的靈魂之中，她想控制祥子，是家庭的占有者、支配者。

寫法特色

① 通過祥子的變化，無情地批判了這個黑暗的社會；

② 小說為我們展示了一幅怵目驚心的、具有濃郁的老北京風情的人物畫與世態(tài)圖； ③ 善于調(diào)動各種手法塑造人物形象，具有強烈的藝術(shù)感染力；

④創(chuàng)造性地運用北京市民的口語，使通俗樸素的語言文字變得生動新鮮、活潑有力，充滿了民族風格和地方特色。