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      國外典型的軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃（精選5篇）
      
        
       時間：2019-05-13 11:41:29下載本文作者：會員上傳
      
      
      
      
      
簡介：寫寫幫文庫小編為你整理了多篇相關(guān)的《國外典型的軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃》，但愿對你工作學(xué)習(xí)有幫助，當(dāng)然你在寫寫幫文庫還可以找到更多《國外典型的軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃》。

      
	
      

      第一篇：國外典型的軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃
      

      國外典型的軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃
      航空發(fā)動機(jī)的發(fā)展技術(shù)難度大、周期長、費(fèi)用高、風(fēng)險大，市場競爭非常激烈，目前國外能獨(dú)立研制先進(jìn)軍用航空發(fā)動機(jī)的國家只有美國、英國、法國和俄羅斯等少數(shù)幾個國家。這些國家長期以來始終高度重視航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的研究和發(fā)展，投入大量資金，通過連續(xù)不斷地實(shí)施先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的研究與驗(yàn)證計劃，為其占據(jù)當(dāng)今世界航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域的領(lǐng)先地位奠定了堅實(shí)的基礎(chǔ)。美國綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)（IHPTET）計劃、歐洲先進(jìn)核心軍用發(fā)動機(jī)（ACME）計劃和美國多用途、經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)（VAATE）計劃是國外軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)計劃的典型代表。綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)（IHPTET）計劃
      IHPTET計劃是美國從1987年開始實(shí)施的一項(xiàng)范圍廣泛的國家級航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展與驗(yàn)證計劃，目標(biāo)是到2005年使航空推進(jìn)系統(tǒng)能力翻一番，即發(fā)動機(jī)的推重比（功重比）增加100%~120%，耗油率下降30%~40%，生產(chǎn)和維護(hù)成本降低35%~60%。參與該計劃的包括美國國防預(yù)研局（DARPA）、陸軍、海軍、空軍、NASA和七家航空發(fā)動機(jī)公司。
      IHPTET計劃發(fā)展的技術(shù)包括渦噴/渦扇發(fā)動機(jī)、渦槳/渦軸發(fā)動機(jī)和短壽命的發(fā)動機(jī)，該計劃分個三階段（見表1）進(jìn)行，總經(jīng)費(fèi)投入為50億美元，每年平均3億多美元。
      IHPTET計劃第一階段驗(yàn)證的技術(shù)包括小展弦比后掠風(fēng)扇、阻燃鈦合金壓氣機(jī)材料、雙合金壓氣機(jī)盤、刷式密封、陶瓷復(fù)合材料的燃燒室火焰筒浮壁、“超冷”渦輪葉片和球形收斂調(diào)節(jié)片尾噴管（SCFN）。第二階段驗(yàn)證的技術(shù)包括壓氣機(jī)整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)、“鑄冷”渦輪葉片、渦輪整體葉盤、耐700℃~800℃的γ鈦鋁合金、周向分級燃燒室、陶瓷軸承。第三階段驗(yàn)證的技術(shù)包括分隔式葉片風(fēng)扇、高壓比壓氣機(jī)（4級達(dá)到F100發(fā)動機(jī)10級的壓比）、駐渦火焰穩(wěn)定燃燒室、燃燒室主動溫度控制、陶瓷基復(fù)合材料火焰筒、碳-碳復(fù)合材料渦輪、陶瓷材料渦輪、磁浮軸承、氣膜軸承、骨架式結(jié)構(gòu)、內(nèi)裝式整體起動發(fā)電機(jī)、模型基分布式控制系統(tǒng)、非穩(wěn)態(tài)計算流體力學(xué)（CFD）仿真技術(shù)和射流控制矢量噴管等。
      目前，該計劃已經(jīng)順利結(jié)束并獲得了很大成功（見表2），該計劃所發(fā)展的技術(shù)很多已經(jīng)用于現(xiàn)有軍民用發(fā)動機(jī)的改進(jìn)改型和新型號發(fā)展中，使現(xiàn)有航空推進(jìn)系統(tǒng)的性能達(dá)到了更高水平。軍用發(fā)動機(jī)F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110應(yīng)用了該計劃驗(yàn)證的寬弦風(fēng)扇整體葉盤、多斜孔冷卻燃燒室、刷式密封、高功量“超冷”高溫渦輪、整體旋流加力燃燒室、二元和軸對稱推力矢量噴管以及帶光纖部件的先進(jìn)的全權(quán)限數(shù)字式發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)（FADEC）技術(shù)。民用發(fā)動機(jī)GE90、PW4084、CFM56-
      7、AE3007和FJ44采用了該計劃驗(yàn)證的雙頭部燃燒室、浮壁燃燒室、氣膜冷卻火焰筒、“鑄冷”單晶渦輪葉片、復(fù)合材料風(fēng)扇葉片、隔熱涂層、先進(jìn)的FADEC、空心彎掠風(fēng)扇葉片、可磨蝕渦輪葉尖和無螺栓固定等技術(shù)。多用途、經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)（VAATE）計劃
      為保持在21世紀(jì)的領(lǐng)先優(yōu)勢，美國從1999年開始實(shí)施IHPTET的后繼計劃--多用途、經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)（VAATE）計劃，目標(biāo)是為未來轟炸機(jī)、無人作戰(zhàn)飛機(jī)、先進(jìn)隱身作戰(zhàn)飛機(jī)、先進(jìn)運(yùn)輸機(jī)、低成本空間飛行器和垂直/短距起降（V/STOL）飛機(jī)提供多種收益，包括增加航程，減小保障規(guī)模，提高戰(zhàn)備完好率，降低噪聲、排放和可探測性（隱身），以及提供高速續(xù)航力。技術(shù)目標(biāo)是到2017年驗(yàn)證使發(fā)動機(jī)的能力/成本比是F119的十倍的技術(shù)。
      VAATE計劃的參研單位包括美國陸軍、空軍、海軍、DARPA、NASA和六家飛機(jī)發(fā)動機(jī)公司（通用電氣、霍尼韋爾、普惠、羅羅、威廉斯和特里達(dá)因大陸發(fā)動機(jī)公司），三家飛機(jī)機(jī)體制造商（波音公司、洛克希德·馬丁公司和諾斯羅普·格魯門公司）也參與了該計劃，另外該計劃還新增了國防部辦公室（OSD）和能源部（DOE）。
      與IHPTET計劃一樣，VAATE計劃的目的是集中政府和工業(yè)部門在渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)領(lǐng)域的研究和發(fā)展資源來達(dá)到一個共同的目標(biāo)。VAATE計劃同樣有相對穩(wěn)定的投資，并規(guī)定了新技術(shù)發(fā)展和驗(yàn)證的時間進(jìn)度。但是，IHPTET計劃的重點(diǎn)在于發(fā)動機(jī)本身的能力，而VAATE計劃的重點(diǎn)在于整個飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的性能，包括進(jìn)氣道、排氣系統(tǒng)、第二動力系統(tǒng)和燃油系統(tǒng)，以及它們與飛機(jī)機(jī)體的一體化，并且將經(jīng)濟(jì)可承受性作為一個重要指標(biāo)。與IHPTET計劃一樣，VAATE計劃也是一項(xiàng)分三階段實(shí)施的國家級渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃。
      VAATE計劃將發(fā)展從小型一次性使用的渦噴發(fā)動機(jī)、直升機(jī)用渦軸發(fā)動機(jī)到大型渦扇發(fā)動機(jī)等一系列的驗(yàn)證機(jī)。預(yù)計，VAATE計劃所需經(jīng)費(fèi)與IHPTET計劃相當(dāng)，年均大約3億美元。
      VAATE計劃發(fā)展的技術(shù)包括綜合的熱管理系統(tǒng)、流量可控的先進(jìn)進(jìn)氣道、多用途大流量壓氣機(jī)、緊湊高效的低污染燃燒室、綜合的健康管理系統(tǒng)、模型基非線性適應(yīng)性控制系統(tǒng)、輕重量抗畸變風(fēng)扇、長效全壽命渦輪、先進(jìn)的燃油添加劑/熱穩(wěn)定高熱沉燃料、一體化的渦輪后框架和加力燃燒室、耐久的推力矢量排氣系統(tǒng)等。目前，VAATE計劃正在下述六種“改變游戲規(guī)則”的發(fā)動機(jī)驗(yàn)證平臺上驗(yàn)證這些技術(shù)：
      （1）高效小尺寸推進(jìn)（ESSP）：可使未來長航時無人機(jī)和巡航導(dǎo)彈的燃油效率提高35%~40%，同時減少生產(chǎn)成本。
      （2）小型重油發(fā)動機(jī)（SHFE）：使未來無人飛機(jī)和有人飛機(jī)的航程、載荷和耐久性更好，該計劃是由美國陸軍領(lǐng)導(dǎo)的，在用于直升機(jī)和無人機(jī)的520kW渦軸發(fā)動機(jī)上驗(yàn)證燃油消耗和成本減少的技術(shù)。
      （3）高速渦輪發(fā)動機(jī)驗(yàn)證機(jī)（HiSTED）：將為多種武器發(fā)射平臺提供范圍寬廣的、低成本的、速度M4以上的推進(jìn)能力。使到達(dá)目標(biāo)的時間減少80%，可靈活地執(zhí)行超聲速巡航/亞聲速待機(jī)任務(wù)。
      （4）結(jié)構(gòu)緊湊的高效直接升力發(fā)動機(jī)（CEEDLE）：可滿足未來大型運(yùn)輸機(jī)對遠(yuǎn)程、高亞聲速巡航和短距起飛（垂直）降落能力的要求。該發(fā)動機(jī)可省去目前升力風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的軸和離合器等部件，使任務(wù)半徑增加2~4倍。
      （5）高效嵌入式渦輪發(fā)動機(jī)（HEETE）：將發(fā)展一種推力為8900~15575daN的在飛機(jī)上嵌入安裝的發(fā)動機(jī)，可滿足中高空情報、監(jiān)視和偵察平臺的需求，使燃油效率提高25%、發(fā)動機(jī)推重比提高60%、待機(jī)時間增加2倍，功率提取達(dá)到400kW。將研究空氣密封技術(shù)、主動間隙控制技術(shù)、對冷卻空氣進(jìn)行冷卻的結(jié)構(gòu)緊湊的輕重量熱交換器等。
      （6）自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)（ACE）：可根據(jù)多種飛行條件選擇自己的特性，在高速和低速飛行都具有最佳的性能，將滿足遠(yuǎn)程轟炸機(jī)的動力需求，這種飛機(jī)可不加力以M2.4的速度飛越很長距離，迅速到達(dá)目標(biāo)，然后轉(zhuǎn)變?yōu)楣?jié)省燃油的待機(jī)模式工作，持續(xù)飛行數(shù)小時。先進(jìn)核心軍用發(fā)動機(jī)（ACME）/軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)（AMET）計劃
      先進(jìn)核心軍用發(fā)動機(jī)（ACME）計劃始于20世紀(jì)70年代，是英國一個長期的軍用航空發(fā)動機(jī)技術(shù)綜合驗(yàn)證計劃，計劃發(fā)起方為英國國防部、皇家飛機(jī)設(shè)計院和國家燃?xì)鉁u輪研究院，主要資助方為英國國防部和羅羅公司，其次還有德國的MTU公司和意大利的FIAT公司。迄今為止，ACME計劃是英國和歐洲投資最多、規(guī)模最大的一個軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展計劃。
      ACME計劃的總目標(biāo)是提供未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)所需技術(shù)，盡管該計劃的目標(biāo)并不是研制一種發(fā)動機(jī)，但有如下技術(shù)目標(biāo)：推力達(dá)到8896~11120daN，推重比達(dá)到10和12，總壓氣機(jī)級數(shù)減少到6~7級，總增壓比達(dá)到24左右。ACME計劃主要發(fā)展推力矢量系統(tǒng)、雙轉(zhuǎn)子和三轉(zhuǎn)子加力渦扇發(fā)動機(jī)技術(shù)。該計劃發(fā)展的內(nèi)容包括新的陶瓷材料、合金材料和冷卻技術(shù)的研究，以及三維流分析和建模。
      該計劃共分兩個階段，1982年~1993年為第一階段，在此期間，ACME計劃的大部分工作已經(jīng)完成，所發(fā)展的技術(shù)已實(shí)際應(yīng)用于RB199、“鷂”Ⅱ及AV-8B垂直/短距起降飛機(jī)用“飛馬”發(fā)動機(jī)和歐洲戰(zhàn)斗機(jī)“臺風(fēng)”用EJ200發(fā)動機(jī)的發(fā)展。最近，羅羅公司又將ACME技術(shù)轉(zhuǎn)移到其先進(jìn)的民用核心機(jī)驗(yàn)證機(jī)計劃中，并且這些技術(shù)也有可能用于羅·羅公司目前正在進(jìn)行的RB411發(fā)動機(jī)的設(shè)計。今后，ACME技術(shù)還可能用于F110、RB419、羅羅公司的大涵道比風(fēng)扇發(fā)動機(jī)、羅羅公司的前后串列風(fēng)扇項(xiàng)目、遠(yuǎn)距加力升力系統(tǒng)、遠(yuǎn)距非加力升力系統(tǒng)以及先進(jìn)軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)(AMET)計劃。
      ACME計劃第二階段正在進(jìn)行中，目標(biāo)是發(fā)動機(jī)的重量降低50%，推重比達(dá)到20，耗油率降低30%，制造成本降低30%，壽命期成本降低25%。這一階段的驗(yàn)證機(jī)將于2011年前首次試車。
      AMET計劃是一項(xiàng)英法雙邊合作計劃，該計劃全面吸收了ACME計劃所取得的成果。該計劃從1995年開始實(shí)施，目標(biāo)是研制一種推重比15的發(fā)動機(jī)，最后達(dá)到推重比18的目標(biāo)。目前，兩公司正在研究將金屬基復(fù)合材料用于高推重比發(fā)動機(jī)的高壓壓氣機(jī)上，另外，也在研究改進(jìn)的鎳基單晶材料、發(fā)展更先進(jìn)的葉片涂層和改進(jìn)冷卻使高壓渦輪進(jìn)口溫度可達(dá)到1827℃（2100K）。
      第二篇：航空發(fā)動機(jī)技術(shù)及國內(nèi)外現(xiàn)役軍用發(fā)動機(jī)資料
      航空發(fā)動機(jī)技術(shù)及國內(nèi)外現(xiàn)役軍用先進(jìn)發(fā)動機(jī)資料
      本資料僅限于本校航空發(fā)動機(jī)專業(yè)學(xué)生參考之用
      航空發(fā)動機(jī)技術(shù)及國內(nèi)外現(xiàn)役軍用先進(jìn)發(fā)動機(jī)資料
      名詞解析
      1）推重比：發(fā)動機(jī)推力與重量之比。是反映發(fā)動機(jī)性能的最重要指標(biāo)之一，發(fā)動機(jī)推重比越大，戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動能力越強(qiáng)。
      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?xì)鈴娜紵页鰜碓跍u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(jī)性能，渦輪前溫度的高低某種程度上反映著發(fā)動機(jī)的水平。
      5）總增壓比：發(fā)動機(jī)進(jìn)口和發(fā)動機(jī)出口的壓力比，又稱總壓縮比，簡稱總壓比，第三代發(fā)動機(jī)的增壓比一般在20～30左右，提高發(fā)動機(jī)增壓比可以提高發(fā)動機(jī)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(jī)
      隨著飛機(jī)、發(fā)動機(jī)的發(fā)展，發(fā)動機(jī)控制領(lǐng)域的研究成果層出不窮。
      其中，飛機(jī)推進(jìn)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(dāng)前發(fā)動機(jī)控制技術(shù)的先進(jìn)水平。由于FADEC有著眾多的優(yōu)點(diǎn)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(jī)先進(jìn)控制概念
      20世紀(jì)80年代，以美國NASA為首的多家研究機(jī)構(gòu)通過詳細(xì)評估鑒定出最值得發(fā)展的先進(jìn)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(jìn)渦扇發(fā)動機(jī)的第4代高性能軍用戰(zhàn)斗機(jī)（MHPF）和馬赫數(shù)為2.4的高速民用運(yùn)輸機(jī)（HSCT）及其發(fā)動機(jī)；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(fēng)險、壽命期費(fèi)用、診斷能力、解析余度等指標(biāo)。根據(jù)評估結(jié)論，排在前4位的先進(jìn)控制概念是：發(fā)動機(jī)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(jìn)行渦輪發(fā)動機(jī)的模型仿真，即將所建立的發(fā)動機(jī)模型加到推進(jìn)系統(tǒng)的控制中去，直接控制推力和發(fā)動機(jī)限制參數(shù)。這種方法首先需要正確建立發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型。目前，采用認(rèn)知工程理論和模糊控制方法處理復(fù)雜的發(fā)動機(jī)動態(tài)模型已取得一些仿真試驗(yàn)結(jié)果，證明了其實(shí)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(shí)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(shí)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(jī)性能。這種算法包括一條修正推進(jìn)模型的路徑和一條對模型預(yù)估性能進(jìn)行優(yōu)化的路徑。使用卡爾曼濾波器對非標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)按實(shí)時狀態(tài)進(jìn)行修正，以使模型更貼切地反映發(fā)動機(jī)的性能。PSC算法已在F-15飛機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明推進(jìn)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(fēng)扇渦輪進(jìn)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(jī)控制邏輯中去，實(shí)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(fēng)扇和壓氣機(jī)穩(wěn)定性進(jìn)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(jī)性能。
      ASC旨在對發(fā)動機(jī)喘振進(jìn)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(jī)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(shí)現(xiàn)復(fù)雜的新的控制算法。采用這種方法能擴(kuò)大發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作范圍，使發(fā)動機(jī)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(jī)發(fā)動機(jī)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(diǎn)。
      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(jī)以及電子控制器等完整的控制系統(tǒng)。2.FADEC的優(yōu)點(diǎn)
      （1）提高發(fā)動機(jī)性能。FADEC的計算能力強(qiáng)、精度高，能夠在整個飛行范圍發(fā)揮發(fā)動機(jī)的最佳性能；能夠改善發(fā)動機(jī)的啟動和過渡特性；能夠改善發(fā)動機(jī)安全保護(hù)。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(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)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(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的最佳控制，因此，發(fā)動機(jī)控制器更換時，可減少乃至不需要調(diào)整運(yùn)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(jī)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(shí)施計算機(jī)輔助故障診斷，給維護(hù)帶來方便。加上更換控制裝置不需要調(diào)整運(yùn)轉(zhuǎn)，使發(fā)動機(jī)維修成本降低。
      （5）易于實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)狀態(tài)監(jiān)控，易于實(shí)現(xiàn)與飛機(jī)控制的一體化。3.FADEC的最新研究進(jìn)展
      目前的發(fā)動機(jī)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(jìn)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?jǐn)?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(dāng)?shù)毓δ?。為使溫升和功耗最小，還將采用變速和變流量泵。
      除了降低發(fā)動機(jī)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(diǎn)還有：由于采用通用模塊和標(biāo)準(zhǔn)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(jìn)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(jī)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(yuǎn)離發(fā)動機(jī)安裝，進(jìn)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(yùn)行模式；余度多路傳輸光纖總線；多余度數(shù)字處理機(jī)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(jī)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(jī)控制系統(tǒng)重量的相當(dāng)大一部分。所有的傳感器和作動器都需要某種形式的補(bǔ)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(bǔ)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(jìn)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(shí)上可以應(yīng)用在任何具有加力或低NOx 燃燒室的發(fā)動機(jī)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(dá)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(diǎn)的耐溫能力擴(kuò)大到600℃。
      （3）數(shù)據(jù)總線--發(fā)動機(jī)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?jǐn)?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(jìn)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(jī)燃油泵結(jié)構(gòu)簡單、重量輕。發(fā)展耐高溫的有機(jī)基復(fù)合材料和金屬基復(fù)合材料可進(jìn)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(jī)熱管理方面的苛刻要求。
      三、結(jié)束語
      從美國NASA等研究機(jī)構(gòu)對先進(jìn)控制概念的評估和篩選及最終排序可以看出發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)研制的發(fā)展趨勢。盡管出現(xiàn)了諸多的“先進(jìn)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(jī)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(jìn)一步開發(fā)，F(xiàn)ADEC已進(jìn)入實(shí)用階段，并以它突出的優(yōu)點(diǎn)廣泛應(yīng)用于各種新型航空發(fā)動機(jī)。
      中國渦扇發(fā)動機(jī)資料：
      渦扇6(WS6)渦扇發(fā)動機(jī)
      牌
      號 渦扇6 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 中國
      廠
      商 沈陽航空發(fā)動機(jī)研究所/沈陽黎明發(fā)動機(jī)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(jī)對象 渦扇6  殲擊機(jī)
      渦扇6G  殲擊機(jī)
      渦扇6甲 運(yùn)9運(yùn)輸機(jī)（已下馬的大型軍用運(yùn)輸機(jī)，并非是運(yùn)8改進(jìn)運(yùn)9）研制情況
      1964年5月，空軍提出設(shè)計一種比殲7殲擊機(jī)更先進(jìn)的新型飛機(jī)的技術(shù)要求。此后，沈陽飛機(jī)研究所和沈陽航空發(fā)動機(jī)研究所開始方案研究。1964年10月，提出了新型飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的初步方案，經(jīng)過空軍和航空工業(yè)部門討論，決定新機(jī)設(shè)計分兩步走。第一步，設(shè)計一種新飛機(jī)，裝兩臺改進(jìn)設(shè)計的渦噴發(fā)動機(jī)，即后來的殲-8飛機(jī)和WP7甲發(fā)動機(jī)。第二步，設(shè)計一種更先進(jìn)的高空高速殲擊機(jī)，裝一臺新設(shè)計的加力式渦扇發(fā)動機(jī)，新發(fā)動機(jī)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(jìn)度受到一定影響，1968年6月首臺試驗(yàn)機(jī)開始臺架運(yùn)轉(zhuǎn)試車。1980年10月，性能達(dá)到設(shè)計指標(biāo)。1982年10月通過24h飛行前規(guī)定試車。整機(jī)試車共334h。后因飛機(jī)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(jī)是沈陽航空發(fā)動機(jī)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(jī)。它是針對高空高速殲擊機(jī)的技術(shù)要求而設(shè)計的。在發(fā)動機(jī)參數(shù)和控制計劃的選擇方面，充分注意了提高發(fā)動機(jī)推重比和高速性能。選用了高的渦輪進(jìn)口溫度和接近最佳的總增壓比，采用了跨音速風(fēng)扇、氣冷式高溫渦輪和平行進(jìn)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(jī)的特點(diǎn)是：高速推力大，亞音速巡航經(jīng)濟(jì)性好，起動、加速快。轉(zhuǎn)子采用5支點(diǎn)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(jī)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(jī)
      喘振、渦輪進(jìn)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(yàn)研究不夠充分，特別是核心機(jī)壓氣機(jī)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(yàn)和在整機(jī)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(dá)到了設(shè)計指標(biāo)。
      1980年，在WS6的基礎(chǔ)上發(fā)展了渦扇6改進(jìn)型(代號WS6G)。和原設(shè)計相比提高了低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，風(fēng)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(jìn)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(jìn)行了WS6G準(zhǔn)驗(yàn)證機(jī)試車，達(dá)到了預(yù)計的的推力指標(biāo)，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(jī)，因而未能立項(xiàng)研制。
      1970年，還針對運(yùn)輸機(jī)發(fā)展的需要，發(fā)展了WS6甲(即910甲)型發(fā)動機(jī)，采用單級風(fēng)扇，帶中間壓氣機(jī)，增大了總空氣流量和涵道比，不帶加力。生產(chǎn)了3臺試驗(yàn)機(jī)。后因飛機(jī)研制計劃改變，于1973年停止研制。
      進(jìn) 氣 口 軸向，環(huán)形，無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。進(jìn)氣錐固定在風(fēng)扇轉(zhuǎn)子上，與轉(zhuǎn)子一起旋轉(zhuǎn)。風(fēng)
      扇 3級軸流式。風(fēng)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(fēng)扇轉(zhuǎn)子的前支點(diǎn)，其中30片是實(shí)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(qiáng)剛性，減少振動。風(fēng)扇葉片和盤的材料均為鈦合金TC4。機(jī)匣和靜子為鈦合金TA7。
      中介機(jī)匣 位于風(fēng)扇與壓氣機(jī)之間，是發(fā)動機(jī)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(jī)匣內(nèi)涵流道的出口處安裝有壓氣機(jī)可調(diào)的進(jìn)口導(dǎo)流葉片。可調(diào)導(dǎo)流葉片的操縱機(jī)構(gòu)和中央傳動齒輪機(jī)匣固定在中介機(jī)匣內(nèi)腔。中介機(jī)匣的左右兩側(cè)固定著發(fā)動機(jī)的主安裝結(jié)，其下方固定著發(fā)動機(jī)附件傳動機(jī)匣，附件由高壓轉(zhuǎn)子傳動。中介機(jī)匣由TC4鈦合金經(jīng)鑄造、焊接而成。
      高壓壓氣機(jī) 11級軸流式。壓氣機(jī)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(jī)進(jìn)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(jī)換算轉(zhuǎn)速進(jìn)行控制。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子是盤鼓式結(jié)構(gòu)。壓氣機(jī)靜子機(jī)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(jī)匣前段的材料為鈦合金TC4，機(jī)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(diǎn)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(jī)匣分為前后兩段，前段為擴(kuò)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(jī)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(shí)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(diǎn)的承力機(jī)匣。低壓渦輪機(jī)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(jī)匣里。帶蜂窩結(jié)構(gòu)的第2級渦輪外環(huán)裝在后段機(jī)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(jìn)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(diǎn)火穩(wěn)定器(長明燈)，用兩個半導(dǎo)體高能點(diǎn)火電嘴直接點(diǎn)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(jī)械同步液壓作動筒操縱。
      控制系統(tǒng) 電氣機(jī)械液壓式。機(jī)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(zhǔn)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(jī)控制器F12C，按壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速控制壓氣機(jī)進(jìn)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(jī)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(jī)完成地面起動。
      點(diǎn)火系統(tǒng) 主燃燒室和加力燃燒室各采用兩套高能點(diǎn)火裝置和電嘴，直接點(diǎn)火。
      防冰系統(tǒng) 在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣錐外表面涂憎水涂層，并從高壓壓氣機(jī)出口引熱空氣進(jìn)入整流罩內(nèi)，對進(jìn)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(jìn)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(fēng)扇發(fā)動機(jī) 牌
      號 渦扇9 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 中國
      廠
      商 西安航空發(fā)動機(jī)公司
      生產(chǎn)現(xiàn)狀 用英國毛料試制成功，現(xiàn)進(jìn)行部分國產(chǎn)化生產(chǎn) 裝機(jī)對象 殲轟-7 研制情況
      渦扇9雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)是西安航空發(fā)動機(jī)公司根據(jù)1975年12月13日中國技術(shù)進(jìn)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(jī)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(jī)裝用于英國“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中國的WS9發(fā)動機(jī)原擬裝用于中國的殲擊機(jī)或殲轟機(jī)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(jī)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(jī)和兩套部件在英國高空臺上作了高空性能、功能、再點(diǎn)火試驗(yàn)和-40℃冷起動試驗(yàn)，并對其5種零部件作了強(qiáng)度試驗(yàn)考核。1980年5月30日，中英雙方在考核試驗(yàn)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(jī)的各項(xiàng)考核試驗(yàn)。原擬接著進(jìn)行國產(chǎn)毛料試制，但由于當(dāng)時國民經(jīng)濟(jì)調(diào)整，使國產(chǎn)化進(jìn)度拖后。
      目前進(jìn)行的斯貝發(fā)動機(jī)部分國產(chǎn)化工程，除了實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)大修所需備件的國產(chǎn)化，也為
      進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)整機(jī)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(jī)國產(chǎn)化目標(biāo)努力。
      WS9發(fā)動機(jī)是一個成熟的機(jī)種。其主要特點(diǎn)是高速性能好，工作性能可靠，經(jīng)濟(jì)性好，翻修壽命長，使用維護(hù)方便。
      進(jìn)氣口 位于發(fā)動機(jī)前端，進(jìn)氣機(jī)匣為裝有19個進(jìn)口導(dǎo)流葉片的整體不銹鋼焊接件，機(jī)匣材料為S/SJ2，葉片為S/607。進(jìn)氣機(jī)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(jī)第12級熱空氣防冰。頭部整流罩內(nèi)裝有前軸承滑油泵。
      風(fēng)扇 5級軸流式，風(fēng)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(jī)匣水平對開，第1～5級靜子葉片均為A/FLS精鍛鋁合金。風(fēng)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(jī) 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(jī)匣沿垂直面對開，第1～12級靜子葉片均用不銹鋼制成(進(jìn)口導(dǎo)流葉片和第1～11級為S/SNV，第12級為S/SJ2)。高壓進(jìn)口導(dǎo)流葉片可調(diào)。高壓壓氣機(jī)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(jī) 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(jī)設(shè)置放氣機(jī)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(diǎn)火電嘴。燃燒室機(jī)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(kuò)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(diǎn)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(jī)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(jī)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(diǎn)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(jī)
      主滑油泵為6級(1級增壓，5級回油)齒輪式；低壓壓氣機(jī)前軸承設(shè)有單獨(dú)的供、回油泵；傳動飛機(jī)附件的輔助齒輪箱內(nèi)也設(shè)置一個回油泵；發(fā)動機(jī)滑油箱容量為5.7L。滑油系統(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?xì)鉁u輪起動機(jī)，起動機(jī)輸出軸與發(fā)動機(jī)的傳動比為1.0454。點(diǎn)火系統(tǒng) 使用DHQ-13高能點(diǎn)火裝置，2個高能點(diǎn)火電嘴BDZ-8A裝在4號和8號火焰筒內(nèi)，點(diǎn)火能量為2.5J。
      附面層控制系統(tǒng) 從高壓壓氣機(jī)第7級或第12級放氣口連續(xù)引氣(最大引氣量可達(dá)發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量的7%)，通過附面層控制引氣管路輸送到飛機(jī)機(jī)翼或襟翼表面以吹除附面層，進(jìn)行增升(力)，并改善飛機(jī)起降時的操縱性。
      空氣系統(tǒng) 一部分從高、低壓壓氣機(jī)及外涵引出的空氣，用于冷卻熱端零部件，保護(hù)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(jī)控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)用。
      支承系統(tǒng) 發(fā)動機(jī)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(jī)采用內(nèi)、外混合傳力。發(fā)動機(jī)借助2個主安裝節(jié)和1個輔助安裝節(jié)固定在飛機(jī)上，主安裝節(jié)位于發(fā)動機(jī)中介機(jī)匣水平兩側(cè)，輔助安裝節(jié)位于排氣混合器機(jī)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(jìn)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(jī)附件)
      1842
      渦扇10發(fā)動機(jī)的真實(shí)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(jī)和其它正在研發(fā)中的渦扇發(fā)動機(jī)資料：
      渦扇10/10A是一種采用三級風(fēng)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(jìn)發(fā)動機(jī)。黎明在研制該發(fā)動機(jī)機(jī)時成功地采用了跨音速風(fēng)扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風(fēng)扇轉(zhuǎn)子，鈦合金精鑄中介機(jī)匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點(diǎn)火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴(kuò)散隨口，高壓機(jī)匣處理以及整機(jī)單元體設(shè)計等先進(jìn)技術(shù)。渦扇10A的制造工藝與F100、AL-31F相似，十分先進(jìn)，外涵機(jī)匣利用中推部分先進(jìn)技術(shù)采用高性能的聚酰亞樹脂復(fù)合材料，刷式密封，機(jī)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(kuò)散連接四層風(fēng)扇導(dǎo)流葉片，鈦合金寬弦風(fēng)扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環(huán)燃燒室，收擴(kuò)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(jī)制造和設(shè)計十分先進(jìn)，不亞于世界同時期先進(jìn)水平。其中渦輪葉片采用定向凝固高溫合金先進(jìn)材料，無余且精鑄和數(shù)控激光打孔等先進(jìn)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(jìn)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(yàn)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(dú)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(jìn)量100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750k，渦扇10加力風(fēng)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(jī)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(xì)長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點(diǎn)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(qiáng)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(yùn)用了高推預(yù)研的先進(jìn)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(dá)30以上,渦輪前溫度為1747K，推質(zhì)比為7.5（國際標(biāo)準(zhǔn)，非俄式標(biāo)準(zhǔn)），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(biāo)準(zhǔn)，俄式標(biāo)準(zhǔn)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(biāo)準(zhǔn)），全加力推力為13227千克?？傮w比較，渦扇10A性能要遠(yuǎn)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(jī)（dual-axial compressor）由低壓壓縮機(jī)（LPC）及高壓壓縮機(jī)（HPC）組成、（2）燃燒機(jī)、（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(jī)葉片因轉(zhuǎn)速過，快造成壓縮機(jī)后部各級堆積空氣，或進(jìn)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(jī)依賴調(diào)整高低二級壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速比，讓壓縮機(jī)在任何情況下能夠匹配。當(dāng)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(fēng)扇、6級低壓壓縮機(jī)及7級高壓壓縮機(jī)，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(jī)設(shè)計技術(shù)的重要指標(biāo)。
      2、減輕壓縮機(jī)重量，以使離心力及大量施功于空氣所生的機(jī)械負(fù)荷，不超過制造壓縮機(jī)葉片所用合金所能承受的最大的機(jī)械強(qiáng)度。故前部壓縮機(jī)葉片可用鈦合金，后部壓縮機(jī)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(jī)更快旋轉(zhuǎn)。所以必須要產(chǎn)生讓渦輪運(yùn)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(jìn)氣溫度，及應(yīng)用高強(qiáng)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(dāng)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(biāo)的意義
      1、旁通比（BPR）= 旁通的氣體質(zhì)量 / 流進(jìn)核心機(jī)的氣體質(zhì)量。高BPR意味著更少的空氣流過核心機(jī)，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(jìn)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(jī)，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(jī)后出口壓力 / 壓氣機(jī)前進(jìn)口壓力。高總壓縮比使壓氣機(jī)和進(jìn)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(jī)穩(wěn)定性裕度面臨極大考驗(yàn)，壓力越大越容易造成失速。所以遠(yuǎn)程轟炸機(jī)或民航機(jī)因?yàn)椴豁氉骷ち业臋C(jī)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(jī)，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(dá)到所需的壓縮比。
      3、前渦輪進(jìn)氣溫度（TIT），戰(zhàn)機(jī)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(yùn)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(bǔ)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(jī)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(yàn)達(dá)設(shè)計指標(biāo)）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(biāo)看來，WS-6G比WS-9先進(jìn)。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(jī)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(jì)的產(chǎn)物。上面一聲令下，科研人員只負(fù)責(zé)把東西研制出來。首先最大138kn推力量級本就與現(xiàn)實(shí)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(jī)的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發(fā)動機(jī)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(qiáng)化，BPR變成0.33，總壓比達(dá)到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛機(jī)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?yàn)榘l(fā)動機(jī)推力與高度、速度有關(guān)，飛機(jī)能否飛出大過載，實(shí)際上受限于發(fā)動機(jī)的高空高速性能，這在超音速機(jī)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?xì)鉁u輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機(jī)，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(jī)，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準(zhǔn)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(rèn)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(zhǔn)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(jī)研究所研制的FADEC，AL-31F為機(jī)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(xì)長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點(diǎn)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(qiáng)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(jìn)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(jī)的運(yùn)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?yàn)闇u扇10有比AL-31F更有效的壓縮機(jī)，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(jìn)?？傊?，渦扇10的壓縮機(jī)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(shí)兩者之間有本質(zhì)的區(qū)別，最大區(qū)別就是核心機(jī)的不同，當(dāng)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(yàn)，該機(jī)已于2000年定型。時間
      渦扇10A于98年裝在殲十上首飛，并進(jìn)行過長達(dá)四十分鍾的超音速試驗(yàn)，在2000年第一次裝在SU—27上試驗(yàn)，在與AL—31F混裝試飛當(dāng)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(jìn)行邊試飛邊定型試驗(yàn)，估計今年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機(jī)大批量入役。
      生產(chǎn)車間的渦扇10  中國渦扇發(fā)動機(jī)的研制一般分為6個階段：一是突破單項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)；二是部件驗(yàn)證；三是核心機(jī)；四驗(yàn)證機(jī)；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(jī)的進(jìn)度：
      （一）目前
      ①WS10：用于殲
      10、殲11后期動力。WS10的研制始于1986年，當(dāng)時是考慮為殲10配套的，10A是WS10的核心機(jī)。1980年代從某國引進(jìn)2臺某民用發(fā)動機(jī)，我國在某國核心機(jī)基礎(chǔ)上對核心機(jī)進(jìn)行了改進(jìn)。1992年10月驗(yàn)證機(jī)在086號飛行臺上開始試飛，1997年開始型號研制(飛行前試驗(yàn)階段)，2000年10月624所高空臺具有了大推力發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)?zāi)芰?，隨后開始型號的高空臺試驗(yàn)，型號裝機(jī)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(tuán)網(wǎng)站對WP13B2的報道中可以推斷出大概，1991年正式開始整機(jī)研制，1999年該型發(fā)動機(jī)被列為國家重點(diǎn)型號工程，2002年6月16日開始進(jìn)行全壽命考核長期試車(而WP13B是在96年4月進(jìn)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(jī)。英國R&R 公司許可生產(chǎn)的Spey MK 202 發(fā)動機(jī)，R&R 公司已經(jīng)向漢和總編輯PKF證實(shí)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(jī)。昆侖的研制應(yīng)用了斯貝MK202的技術(shù)，其高壓壓氣機(jī)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(jī)（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(xiàng)課題研究，進(jìn)行理論方法、計算方法和試驗(yàn)方法的探索研究；第二階段：1983－1989年，以先進(jìn)部件關(guān)鍵技術(shù)為主，重點(diǎn)圍繞三大高壓部件及其相關(guān)的強(qiáng)度、控制等系統(tǒng)進(jìn)行綜合應(yīng)用研究；第三階段：1989－1992年，進(jìn)行三大高壓部件全尺寸試驗(yàn)件的設(shè)計和試驗(yàn)研究；第四階段：1991－1994年1月，進(jìn)行三大高壓部件匹配技術(shù)、亦即核心機(jī)的設(shè)計試驗(yàn)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(jī)已完成地面和高空性能試驗(yàn)；“九五”期間完成了推重比8一級的驗(yàn)證機(jī)設(shè)計；“十五”期間對推重比8一級發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇和低壓渦輪進(jìn)行了改進(jìn)，為在核心機(jī)基礎(chǔ)上進(jìn)行發(fā)動機(jī)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(jī)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(jìn)氣量80kg/s，涵道比0.57總壓比23，大修間隔810H，渦輪進(jìn)氣口溫度1650K，壽命2100H，推重比7.8，2004年1月點(diǎn)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(jī)首飛的，首飛所裝發(fā)動機(jī)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(jī)全權(quán)限數(shù)字控制系統(tǒng)演示驗(yàn)證通過驗(yàn)收。
      （二）未來
      ①推比九：在推重比10的發(fā)動機(jī)出現(xiàn)以前，我們可能要用現(xiàn)有發(fā)動機(jī)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(dá)到155KN以上，WS13的發(fā)展型估計可達(dá)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(jī)，進(jìn)程如下：“九五”期間度過部件驗(yàn)證階段,推出三大高壓部件，“十五”期間進(jìn)入核心機(jī)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(jī)?！笆濉逼陂g624所的CJ2000率先進(jìn)入核心機(jī)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(jī)，5年驗(yàn)證機(jī)，5年型號)，CJ2000的基本加力推力為95KN，可擴(kuò)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(jī)設(shè)計發(fā)圖，大推則要到2018年定型(5年核心機(jī)，5年驗(yàn)證機(jī)，5年型號)，大推的基本加力推力為175KN，可擴(kuò)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(jī)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(jī)。這使我國自行研制的發(fā)動機(jī)水平上一個臺階，達(dá)到縮小與世界先進(jìn)水平8－10年差距的目標(biāo)。而與此同時，通過我國先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)（ATEKT）研究計劃的實(shí)施，可以拿到一批推質(zhì)比12－15一級發(fā)動機(jī)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(jī)打下基礎(chǔ)。
      上圖為WS13的原型,俄羅斯RD33渦扇發(fā)動機(jī)圖片.渦扇13(WS13)天山發(fā)動機(jī)
      天山發(fā)動機(jī)的研制成功，又給國產(chǎn)殲擊機(jī)注入了一針強(qiáng)心陣，RD33k的發(fā)動機(jī)仿制成功“天山”中推發(fā)動機(jī)，應(yīng)該是梟龍戰(zhàn)機(jī)邁向全國產(chǎn)化的重要一步，因?yàn)樘焐桨l(fā)動機(jī)有俄國參與仿制工作，天山發(fā)動機(jī)裝入梟龍飛機(jī)的進(jìn)度要比殲十裝入太行發(fā)動機(jī)的進(jìn)度快。
      采用國產(chǎn)發(fā)動機(jī)后，直接帶來就是發(fā)動機(jī)成本的降低，由目前的資料來看天山或者叫泰山發(fā)動機(jī)，天山的技術(shù)相比與RD33k更加先進(jìn)，推重比7.5在這位個比較高推比的發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)上研制推力更加大發(fā)動機(jī)，并不是很困難，我國剛剛進(jìn)入渦扇發(fā)動機(jī)生產(chǎn)周期，發(fā)動機(jī)性能還需要實(shí)際考驗(yàn)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(tuán)宣稱，貴州航空發(fā)動機(jī)研究所配合FC-1的研制工作，開展了渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究和新型渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)設(shè)計出圖等工作，拉開了黎陽公司渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)研制的序幕。根據(jù)我國渦扇發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)WS-13（RD33的國產(chǎn)改進(jìn)型）已經(jīng)進(jìn)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(jìn)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(jìn)行技術(shù)改造，俄方負(fù)責(zé)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(yùn)回，安裝調(diào)試進(jìn)行生產(chǎn)，合理安排各部件生產(chǎn)進(jìn)度，交叉并行進(jìn)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(jìn)行改良。預(yù)計2004年1月點(diǎn)火，2005年8月定型?，F(xiàn)已進(jìn)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(jī)械廠2005年全面啟動WS-13項(xiàng)目的核心機(jī)和整機(jī)研制任務(wù)，推動工廠由生產(chǎn)渦噴型發(fā)動機(jī)向生產(chǎn)渦扇型發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)變。WS-13核心機(jī)的關(guān)鍵部件之一環(huán)形火焰筒需要在內(nèi)腔進(jìn)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?fù)?dān)，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(shí)物的各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)和外觀質(zhì)量都達(dá)到了樣機(jī)標(biāo)準(zhǔn)，個別指標(biāo)還超過了樣機(jī)標(biāo)準(zhǔn)
      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(tuán)公司六院研制的某重點(diǎn)型號發(fā)動機(jī)試車成功。這標(biāo)志著六院的固體發(fā)動機(jī)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(tuán)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(yáng)。該發(fā)動機(jī)采用了大量的新技術(shù)、新工藝、新材料，擁有多項(xiàng)自主知識產(chǎn)權(quán)。（實(shí)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(tuán)宣稱，貴州航空發(fā)動機(jī)研究所配合FC-1的研制工作，開展了渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究和新型渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)設(shè)計出圖等工作，拉開了黎陽公司渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)研制的序幕。根據(jù)我國渦扇發(fā)動機(jī)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(jī)即RD33或其改型。FC-1國產(chǎn)化發(fā)動機(jī)——WS-13（RD33的國產(chǎn)改進(jìn)型）已經(jīng)進(jìn)行了3年。該發(fā)動機(jī)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(jìn)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(shí)心鈦合金的風(fēng)扇葉片，經(jīng)兩極電化學(xué)處理的整體葉盤結(jié)構(gòu)，風(fēng)扇前有電腦控制的可變彎度導(dǎo)流葉片，擴(kuò)大風(fēng)扇穩(wěn)定工作范圍。8級軸流式高壓壓氣機(jī)(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(jī)的下方，性能先進(jìn)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(jìn)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(jìn)行技術(shù)改造，俄方負(fù)責(zé)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(yùn)回，安裝調(diào)試進(jìn)行生產(chǎn)，合理安排各部件生產(chǎn)進(jìn)度，交叉并行進(jìn)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(jìn)行改良。2004年已經(jīng)點(diǎn)火，2005年8月也完成定型任務(wù)?，F(xiàn)已進(jìn)入零件組裝階段。WS-13將命名為“天山21”。
      中國渦噴發(fā)動機(jī)資料
      注意:渦噴發(fā)動機(jī)和渦扇發(fā)動機(jī)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(jī)因?yàn)楹挠吐蚀?推力難以提高,國外基本上淘汰了渦噴發(fā)動機(jī),只有我們中國還在搞這種發(fā)動機(jī).以下就是中國的部分渦噴發(fā)動機(jī)資料: 渦噴8(WP8)
      渦噴8渦輪噴氣發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu) 牌
      號 渦噴8 用
      途 軍用渦噴發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 國
      家 中國
      廠
      商 西安航空發(fā)動機(jī)公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)對象 H-6和H-6J 研制情況
      渦噴8發(fā)動機(jī)是西安航空發(fā)動機(jī)公司按前蘇聯(lián)提供的РД-3М發(fā)動機(jī)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(zhǔn)交付部隊使用。這種首翻期壽命為300h的發(fā)動機(jī)稱Ⅰ批發(fā)動機(jī)。
      為了延長使用壽命，改善發(fā)動機(jī)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(jī)，1972年7月到1975年10月，分別進(jìn)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(jī)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(jī)。
      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(jī)，稱為Ⅲ批發(fā)動機(jī)。為了穩(wěn)妥起見，初期Ⅲ批發(fā)動機(jī)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(jī)臺架交付延壽試車的情況和外場使用實(shí)際情況，決定1982年以后生產(chǎn)的Ⅲ批發(fā)動機(jī)首翻期壽命為800h。
      渦噴8發(fā)動機(jī)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(jī)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(yán)重故障，曾一度使H-6飛機(jī)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(jī)的可靠性和維修性得到了改善。壓 氣 機(jī) 8級軸流式。進(jìn)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(jī)第3～4級間設(shè)有自動操縱的放氣機(jī)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(diǎn)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(diǎn)燃混合氣。火焰筒筒體用GH39制成，尾部加強(qiáng)框?yàn)镚H30，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(jī)設(shè)有防冰系統(tǒng)，從壓氣機(jī)第5級和第7級后引出熱空氣對進(jìn)口導(dǎo)葉、整流支板和整流罩進(jìn)行加溫；從第8級后引出熱空氣對機(jī)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(jìn)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(jī) 類
      型 渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 國
      家 中國
      廠
      商 沈陽黎明發(fā)動機(jī)制造公司/成都發(fā)動機(jī)公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)對象 殲-
      6、強(qiáng)-5 研制情況
      渦噴6是1958年由黎明發(fā)動機(jī)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(yàn)收、批準(zhǔn)投產(chǎn)，但實(shí)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(jìn)，于1972年首翻期提高到200h。
      從1962年開始，成都發(fā)動機(jī)公司也試制該機(jī)，同年9月制成。在1964～1982年期間，進(jìn)行了大量改進(jìn)。首翻期達(dá)到200h，1977年實(shí)現(xiàn)渦噴6在殲-6和強(qiáng)-5飛機(jī)上通用的目標(biāo)。渦噴6甲系黎明發(fā)動機(jī)制造公司為滿足強(qiáng)-5飛機(jī)的需要改型研制的，從1964年到1983年經(jīng)過四個批次的改進(jìn)，性能有較大提高。
      進(jìn)氣口 環(huán)形。進(jìn)氣錐通過4個整流支板與前機(jī)匣相連。
      壓氣機(jī) 9級軸流式。渦噴6甲加裝可調(diào)進(jìn)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(kuò)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(jī)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(jìn)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(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)
      牌
      號 渦噴7系列
      用
      途 軍用渦噴發(fā)動機(jī)
      類
      型 渦輪噴氣發(fā)動機(jī)
      國
      家 中國
      廠
      商 貴州黎陽航空發(fā)動機(jī)公司/沈陽黎明發(fā)動機(jī)制造公司
      生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)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(jī)制造公司于1963年按前蘇聯(lián)Р11-Ф-300發(fā)動機(jī)開始仿制的，1966年12月國家驗(yàn)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(jìn)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(jī)的要求，1965年沈陽航空發(fā)動機(jī)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(dá)到設(shè)計指標(biāo)。1968年6月通過50h長期試車，獲準(zhǔn)飛行。1969年7月，渦噴7甲裝于殲-8飛機(jī)通過首飛考核。1970年轉(zhuǎn)黎明發(fā)動機(jī)制造公司繼續(xù)研制。從1969年至1979年，總計完成零部件試驗(yàn)12000h，地面和高空占整機(jī)試驗(yàn)2500h，飛行試驗(yàn)1000多架次，發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)2200h。渦噴7甲(01批)由沈陽航空發(fā)動機(jī)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(jī)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(jìn)，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(jī)研究所和黎明機(jī)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(tuán)第二設(shè)計所繼續(xù)研制，并加之改進(jìn)，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(jī)的改型，采用氣冷渦輪，使渦輪進(jìn)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(jìn)型，用于殲-7飛機(jī)。在研制中，排除了原壓氣機(jī)的薄弱環(huán)節(jié)，改進(jìn)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?，F(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(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu) 結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      進(jìn)氣口 環(huán)形。進(jìn)氣錐隨發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子一起旋轉(zhuǎn)，無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。
      低壓壓氣機(jī) 3級軸流式。第1級轉(zhuǎn)子葉片為寬弦實(shí)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(dá)11874r/min。
      高壓壓氣機(jī) 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(diǎn)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(shí)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(kuò)壓器、中間預(yù)燃室點(diǎn)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(yán)片無級調(diào)節(jié)。調(diào)節(jié)片和封嚴(yán)片材料為GH128。
      控制系統(tǒng) 機(jī)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(jìn)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(jī)。
      點(diǎn)火系統(tǒng) 主燃燒室用DH-6低能點(diǎn)火裝置和電蝕電嘴，加力燃燒室用GGD-7高能點(diǎn)火裝置和半導(dǎo)體電嘴，兩者均為間接點(diǎn)火。
      防冰系統(tǒng) 在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣錐外表面涂憎水涂層，并從高壓壓氣機(jī)出口引熱空氣進(jìn)入整流罩內(nèi)，對進(jìn)氣錐表面加溫防冰。
      支承系統(tǒng) 低壓轉(zhuǎn)子由前支點(diǎn)、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(diǎn)和后支點(diǎn)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(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu) 牌
      號 渦噴13 用
      途 軍用渦噴發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 國
      家 中國
      廠
      商 沈陽黎明發(fā)動機(jī)制造公司/貴州黎陽航空發(fā)動機(jī)公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)對象 WP13
      J-7Ⅲ飛機(jī)
      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(jī)公司和貴州航空工業(yè)集團(tuán)第二設(shè)計所在總結(jié)WP7和WP7乙改進(jìn)與研制的基礎(chǔ)上并參照國外同系列成熟發(fā)動機(jī)，與成都發(fā)動機(jī)公司共同研制了WP13發(fā)動機(jī)。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(jī)，總運(yùn)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(yàn)研究院完成了設(shè)計定型試飛，1988年2月國家批準(zhǔn)設(shè)計定型。首翻期150h。WP13的性能結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是在WP7的基礎(chǔ)上改進(jìn)設(shè)計了壓氣機(jī)，增大了空氣流量，擴(kuò)大了發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作裕度。鈦合金在壓氣機(jī)部件的應(yīng)用，減輕了發(fā)動機(jī)重量。各部件、系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)改進(jìn)，使發(fā)動機(jī)的使用可靠性、耐久性和操縱靈活性大為改善。
      該發(fā)動機(jī)由于其推力性能尚不能滿足J-7Ⅲ飛機(jī)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(jī)械公司和011第二設(shè)計所為滿足J-8飛機(jī)的改型設(shè)計要求與WP13并行研制的。其性能結(jié)構(gòu)改進(jìn)的特點(diǎn)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(jìn)。為減輕重量進(jìn)一步擴(kuò)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(jī)，整機(jī)總運(yùn)
      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(yàn)研究院完成了設(shè)計定型鑒定試飛，1988年3月批準(zhǔn)設(shè)計定型。首翻期150h。
      該發(fā)動機(jī)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(jī)最初是為滿足J-7Ⅱ飛機(jī)提高發(fā)動機(jī)推力的要求，于1984年開始研制的。1985年以后通過飛機(jī)對三個不同改進(jìn)型號發(fā)動機(jī)的選型對比試飛而中標(biāo)，1988年正式被選定為J-7E飛機(jī)的動力裝置。WP13F的性能結(jié)構(gòu)改進(jìn)特點(diǎn)是在WP13AⅡ主要部件改進(jìn)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(jìn)，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(jī)工業(yè)公司完成了設(shè)計定型鑒定試飛，9月批準(zhǔn)設(shè)計定型。首翻期300h，總壽命900h。
      WP13FI 是為滿足J-7Ⅲ飛機(jī)的改型要求而設(shè)計研制的。是WP13的性能改進(jìn)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(jìn)特點(diǎn)是重新設(shè)計了第1級壓氣機(jī)，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(jī)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(jìn)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(xiàng)改進(jìn)。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(jī) 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(jī)除第1、2級轉(zhuǎn)子葉片和盤、壓氣機(jī)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(diǎn)火，具有兩個點(diǎn)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(shí)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?yàn)镚H4049；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(jī)械液壓式?？刂聘鞴ぷ鳡顟B(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(diǎn)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(jìn)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(jī)
      F22的動力F119渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)
      牌
      號 F119 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 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(jī)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(jī)研制的先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，其設(shè)計目標(biāo)是：不加力超音速巡航能力、非常規(guī)機(jī)動和短距起落能力、隱身能力(即低的紅外和雷達(dá)信號特征)、壽命期費(fèi)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(jìn)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(yàn)證機(jī)合同。普2惠公司的PW5000是一種強(qiáng)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(jī)，其涵道比可在0～0.25之間變化。后來，這兩種驗(yàn)證機(jī)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(yàn)。經(jīng)過廣泛的地面試驗(yàn)和安裝在YF-22和YF-23上的初步飛行試驗(yàn)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(shí)際驗(yàn)證，因而研制風(fēng)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(fèi)用較高。在選擇時，風(fēng)險和費(fèi)用是主要考慮，技術(shù)先進(jìn)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(yàn)小時，其中1500h帶二元矢量噴管試驗(yàn)。
      在F119上采用的新技術(shù)主要有：三維粘性葉輪機(jī)設(shè)計方法、整體葉盤結(jié)構(gòu)、高紊流度強(qiáng)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(jī)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(dāng)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(jìn)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(jī)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(fēng)扇直徑，還遇到了風(fēng)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(yàn)，此時F119將再積累3000地面試驗(yàn)小時。1997年交付第1臺生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)，裝F119的F-22戰(zhàn)斗機(jī)將于2002年具備初步作戰(zhàn)能力。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      風(fēng)扇 3級軸流式。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。風(fēng)扇葉片為寬弦設(shè)計。高壓壓氣機(jī) 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(jìn)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(kuò)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(jìn)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(fēng)扇發(fā)動機(jī)
      牌
      號 F100 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 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(jī)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(jī)裝備的飛機(jī)。
      F100-PW-229  所有F100發(fā)動機(jī)裝備的飛機(jī)。
      IPE-94
      F-15和F-16的未來改進(jìn)型。研制情況
      1968年美國空、海軍空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機(jī)計劃要求大幅度提高發(fā)動機(jī)推重比和改善進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的匹配性，同時，美國國防部作出了采用同一個核心機(jī)發(fā)展兩種發(fā)動機(jī)的決定。美國空、海軍在1968年4月聯(lián)合提出了一項(xiàng)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(yàn)一臺驗(yàn)證機(jī)，發(fā)動機(jī)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(jī)為基礎(chǔ)，為發(fā)展空、海軍用的兩種發(fā)動機(jī)進(jìn)行投標(biāo)，JTF22是在JTF16驗(yàn)證機(jī)基礎(chǔ)上發(fā)展的，驗(yàn)證機(jī)在1969年7月首次運(yùn)轉(zhuǎn)。1970年3月在和通用電氣公司的GE1/10發(fā)動機(jī)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?jǐn)?。但后來由于?shí)際費(fèi)用超過計劃費(fèi)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(yàn)和生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)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?jǐn)?。F100發(fā)動機(jī)用于研制的費(fèi)用為4.75億，用于部件改進(jìn) 的計劃費(fèi)用約6.66億。這樣，該發(fā)動機(jī)從開始研制到1984年15年內(nèi)總計花費(fèi)11億美元。
      F100發(fā)動機(jī)是世界上最早投入使用的推重比達(dá)8一級軍用發(fā)動機(jī)。在發(fā)動機(jī)參數(shù)選擇中注重提高發(fā)動機(jī)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(qiáng)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(jī)發(fā)動機(jī)，它由5個單元體組成，各單元體都可更換。
      F100-PW-100發(fā)動機(jī)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(jī)處于停飛的危險中。為此，普2惠公司投入大量改進(jìn)改型資金，采取一系列措施，發(fā)展出了F100-PW-220發(fā)動機(jī)，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(jī)爭奪裝備F-15和F-16的“戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)大戰(zhàn)”中，開始時處于不利地位，經(jīng)改進(jìn)后這兩種發(fā)動機(jī)各有千秋。為與通用電氣公司性能改進(jìn)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(jìn)型F100-PW-229。
      F100-PW-100 1970年3月開始全面工程研制，1972年2月進(jìn)行60h飛行前規(guī)定試驗(yàn)、1973年10月通過150h定型試驗(yàn)。1974年11月交付空軍使用。
      F100-PW-200 為適應(yīng)單發(fā)飛機(jī)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(jī)控制系統(tǒng)。
      F100/PW1115 F100發(fā)動機(jī)的無加力燃燒室的改進(jìn)型。
      F100-PW-220 采用了新型風(fēng)扇和壓氣機(jī)，改進(jìn)了低壓渦輪、數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)、加力燃燒室和加力燃燒室雙點(diǎn)火系統(tǒng)，提高了核心機(jī)壽命。通過采用數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)，使發(fā)動機(jī)在整個飛行包線內(nèi)或發(fā)動機(jī)壽命期內(nèi)無推力衰減，并可連續(xù)監(jiān)控發(fā)動機(jī)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(jī)改進(jìn)成具有標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)形的F100-PW-220發(fā)動機(jī)。使早期的F100發(fā)動機(jī)具有與F100-PW-220發(fā)動機(jī)相同的可靠性、維修性和適用性，同時降低發(fā)動機(jī)的生產(chǎn)費(fèi)用。采用了最先進(jìn)的熱端部件、數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)、齒輪式主燃油泵和發(fā)動機(jī)診斷裝置。1987年10月在F-16上做了首次飛行試驗(yàn)，1988年投入使用。
      F100-PW-220P F100-PW-220E的改進(jìn)型，以前稱為F100-PW-220E+。1991年中期開始改進(jìn)工作。它是將F100-PW-229發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇、噴管、改進(jìn)的數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)和先進(jìn)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(jìn)性能發(fā)動機(jī)(F100-PW-229 IPE)或PW1129。該發(fā)動機(jī)采用提高了效率的核心機(jī)、增加流量的風(fēng)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(jī)準(zhǔn)備用于F-15E戰(zhàn)斗機(jī)。1989年5月在F-16飛機(jī)上首次飛行，1989年后期完成定型試驗(yàn)，1990年4月和5月第一臺生產(chǎn)標(biāo)準(zhǔn)型F100-PW-229分別在F-16和F-15E飛機(jī)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(jìn)口溫度下可提高發(fā)動機(jī)的使用壽命。風(fēng)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(fēng)扇機(jī)匣直徑內(nèi)進(jìn)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(fēng)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(fēng)扇尺寸的增大，安裝了較大的中介風(fēng)扇機(jī)匣。加力燃燒室長度縮短150mm，以保持發(fā)動機(jī)在F-15E和F-16C/D飛機(jī)上尺寸不變。1991年秋開始發(fā)動機(jī)的地面試驗(yàn)。
      F401 F100-PW-100發(fā)動機(jī)的改進(jìn)型，推力13340daN。1972年9月開始試驗(yàn)，1973年
      9月12日裝在F-14B飛機(jī)上試飛，后因飛機(jī)研制費(fèi)超支，F(xiàn)-14B飛機(jī)停止發(fā)展，F(xiàn)401計劃也撤消。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      進(jìn)氣口 皮托管式鈦合金進(jìn)氣口。有21個可變彎度的進(jìn)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(fēng)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(fēng)扇。F100-PW-229的風(fēng)扇采用損傷容限設(shè)計。
      高壓壓氣機(jī) 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(jī)的總壽命提高到4000h。最大轉(zhuǎn)速13450r/min。F100-PW-229的壓氣機(jī)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(diǎn)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(jìn)成PW1484單晶合金，渦輪轉(zhuǎn)子葉片外封嚴(yán)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(shí)現(xiàn)軟點(diǎn)火。外涵道采用帶鈦合金桁條的加強(qiáng)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(kuò)張型。
      控制系統(tǒng) F100-PW-100和-200為機(jī)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(biāo)準(zhǔn)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(biāo)準(zhǔn)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(jī)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(jìn)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(fēng)扇發(fā)動機(jī) 牌
      號 F110/F118 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 美國
      廠
      商 通用電氣公司航空發(fā)動機(jī)集團(tuán) 生產(chǎn)現(xiàn)狀 批生產(chǎn)
      裝機(jī)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(jī)，1991年中以后的F-15E，F(xiàn)-16“敏捷隼”，日本FS-X。
      F110X
      未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)。
      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(jī)用的F101改型而來的戰(zhàn)斗機(jī)用的加力式渦扇發(fā)動機(jī)。
      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(jī)用的TF30和F100發(fā)動機(jī)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(yàn)證機(jī)，其熱力參數(shù)與F100發(fā)動機(jī)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(jī)的戰(zhàn)備狀態(tài)和全壽命期費(fèi)用的關(guān)心日益增強(qiáng)，美國空軍實(shí)施了改型戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)計劃，并與通用電氣公司簽訂一項(xiàng)有限的研制合同，價值8000萬美元，包括3臺原型機(jī)，編號為F101DFE。這項(xiàng)研制計劃的目標(biāo)是：
      (1)鑒定F-16和F-14飛機(jī)/發(fā)動機(jī)在實(shí)際飛機(jī)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(yàn)確定發(fā)動機(jī)的耐久性；
      (3)根據(jù)驗(yàn)證的能力，提出生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)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(jìn)入全面工程研制階段的風(fēng)險減到最小。
      經(jīng)過1980年和1981年兩年的廣泛試驗(yàn)，達(dá)到或部分超過了預(yù)期的目標(biāo)。在F-16飛機(jī)上的試飛結(jié)果證明，F(xiàn)101DFE無需作重大改進(jìn)就可以裝在這種飛機(jī)上使用。在F-14飛機(jī)上的試飛結(jié)果表明，飛機(jī)的留空時間和作戰(zhàn)半徑都比裝原來TF30發(fā)動機(jī)的增加25%。在試飛中，發(fā)動機(jī)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(yàn)中，完成了5004個總累積循環(huán)(TAC)，其熱端部件壽命為當(dāng)時新采購的F100發(fā)動機(jī)的三倍。
      基于上述結(jié)果，通用電氣公司又得到了一項(xiàng)在空軍替換戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)計劃下的全面研制合同，價值9300萬美元，為期兩年，發(fā)動機(jī)正式編號為F110，與普拉特2惠特尼公司F100發(fā)動機(jī)的改進(jìn)型競爭用于新生產(chǎn)的F-15和F-16戰(zhàn)斗機(jī)。這項(xiàng)全面研制計劃的重點(diǎn)是實(shí)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(jī)的最終構(gòu)型，并繼續(xù)進(jìn)行高空模擬試驗(yàn)、加速任務(wù)試驗(yàn)和各種環(huán)境試驗(yàn)。
      F110發(fā)動機(jī)已于1985年初定型投產(chǎn)并開始交付。
      與F101-GE-100發(fā)動機(jī)相比，F(xiàn)110有以下幾方面的改變：風(fēng)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(jī)機(jī)動飛行要求，設(shè)計過載提高到10；對控制系統(tǒng)作了改進(jìn)，增加了備份裝置；為適應(yīng)F-
      14、F-16和特別是F-15飛機(jī)的機(jī)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(diǎn)，就是為了減輕重量而不犧牲耐
      久性，對核心機(jī)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(jī)發(fā)動機(jī)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(jī)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?yàn)樵?000多架F-16C/D戰(zhàn)斗機(jī)中，該公司提供的發(fā)動機(jī)占75%。
      F110-GE-100 F110的基本型，采用了F404的風(fēng)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(jìn)型，推力達(dá)12900daN。提高了渦輪進(jìn)口溫度55～80℃，增大了轉(zhuǎn)速，改進(jìn)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(dá)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(fēng)扇壓比和空氣流量。1987年定型，并用于B-2轟炸機(jī)。1991年決定用于改裝TR-1，以取代原來的J75渦噴發(fā)動機(jī)。
      結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      進(jìn)氣口 環(huán)形。帶17個變彎度進(jìn)口導(dǎo)向葉片，其前部為徑向支板，后部為可調(diào)部分。風(fēng)扇 3級軸流式，系F404發(fā)動機(jī)風(fēng)扇的放大型。轉(zhuǎn)子葉片材料為鈦合金。水平對開機(jī)匣，轉(zhuǎn)子和整流葉片可單獨(dú)更換。風(fēng)扇直徑970mm，壓比3.2。
      壓氣機(jī) 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(jī)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?；鹧嫱灿蒆astelloy X合金經(jīng)機(jī)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(shí)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(fù)荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。機(jī)匣內(nèi)襯扇形段通過冷卻空氣進(jìn)行葉尖間隙控制。Rene 125制的轉(zhuǎn)子葉片和導(dǎo)向器可單獨(dú)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(dú)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(kuò)張型。由F404發(fā)動機(jī)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(jī)械控制備份以及一個風(fēng)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(diǎn)。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(jìn)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(fēng)扇發(fā)動機(jī) 牌
      號 F404 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 美國
      廠
      商 通用電氣公司航空發(fā)動機(jī)集團(tuán) 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)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(fēng)”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(jī)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(jī)YJ101。由于在美國空軍輕型戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)，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(fēng)扇發(fā)動機(jī)。
      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(yùn)轉(zhuǎn)，1978年6月完成飛行前規(guī)定試驗(yàn)，11月裝飛機(jī)試飛，1979年12月F404-GE-400通過定型試車并批準(zhǔn)投入生產(chǎn)，1980年1月交付第一臺生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)。
      F404的高壓壓氣機(jī)、燃燒室和高壓渦輪與YJ101相同，風(fēng)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(jìn)口溫度提高10℃，發(fā)動機(jī)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(yàn)，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(qiáng)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(yàn)證的最新技術(shù)，不追求過高的性能指標(biāo)，注意保持發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡單、費(fèi)用合理和減少風(fēng)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(jī)采用分離附件機(jī)匣設(shè)計，裝在飛機(jī)上的輔助傳動系統(tǒng)(AMAD)單獨(dú)傳動燃油泵、液壓泵和發(fā)電機(jī)。系統(tǒng)有它自己的空氣渦輪起動機(jī)，因此飛機(jī)與發(fā)動機(jī)只有11個接頭，換一臺發(fā)動機(jī)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(fèi)用為3.36億美元(不包括YJ101驗(yàn)證機(jī)費(fèi)用)。
      F404-GE-100 原編號為F404-GE-F1G1。發(fā)動機(jī)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(jī)F-20專門設(shè)計的附件。一個數(shù)字式電子裝置作為機(jī)械液壓裝置的備份，可提供機(jī)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(xiàng)目因1986年底F-20A工作的終止而未進(jìn)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(jī)公司合作研制的發(fā)動機(jī)。1983年開始進(jìn)行風(fēng)扇、壓氣機(jī)、核心機(jī)和整機(jī)試驗(yàn)。1988年12月開始裝JAS39試飛，1993年開始交付使用。該機(jī)在-400型基礎(chǔ)上核心機(jī)稍有修改，風(fēng)扇流量增加到72.6kg/s，燃燒室采用了隔熱涂層，使渦輪進(jìn)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)采用鋼機(jī)匣，加力燃燒室是新的。裝該發(fā)動機(jī)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(jī)采用了加大的風(fēng)扇，改進(jìn)了核心機(jī)、加力燃燒室及尾噴管，空氣流量達(dá)到72.5kg/s。F412是為先進(jìn)攻擊機(jī)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(jìn)氣口 帶進(jìn)氣錐的環(huán)形進(jìn)氣口。有可調(diào)進(jìn)口導(dǎo)流葉片。
      風(fēng)扇 3級軸流式。寬弦實(shí)心鈦合金風(fēng)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(jī) 7級軸流式。直徑為584mm，長度為330mm。整體鈦合金中機(jī)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(jī)匣，化銑鈦合金外涵機(jī)匣。
      燃燒室 短環(huán)形。機(jī)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(kuò)噴管。
      控制系統(tǒng) 機(jī)械液壓式燃油控制系統(tǒng)。點(diǎn)火系統(tǒng) 復(fù)式點(diǎn)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(jìn)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(jìn)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(jī) 牌
      號 F101 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 美國
      廠
      商 通用電氣公司航空發(fā)動機(jī)集團(tuán) 生產(chǎn)現(xiàn)狀 已停產(chǎn)
      裝機(jī)對象 F101-GE-100 B-1A(中途停止)。
      F101-GE-102 B-1B。
      F101-GE-F25 隱身轟炸機(jī)和隱身戰(zhàn)斗機(jī)。
      F101-GE-F28 “曙光女神”3發(fā)飛機(jī)。研制情況
      F101是美國通用電氣公司為戰(zhàn)略轟炸機(jī)B-1研制的中等涵道比加力渦扇發(fā)動機(jī)。它的研制過程可以追溯到60年代中期，當(dāng)時該公司正按美國空軍合同實(shí)施第二代先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器計劃，編號為GE9。在1969年為爭奪用于先進(jìn)有人駕駛戰(zhàn)略轟炸機(jī)的競爭中，GE9驗(yàn)證機(jī)獲勝，從而導(dǎo)致在1970年6月美國空軍與該公司簽訂一項(xiàng)4.06億美元的全面研制合同，其中包括40臺原型機(jī)，發(fā)動機(jī)正式編號為F101-GE-100。1971年10月核心機(jī)首次試驗(yàn)，1972年7月全臺發(fā)動機(jī)開始運(yùn)轉(zhuǎn)。試飛前規(guī)定試驗(yàn)于1974年3月完成，同年12月沒有經(jīng)過空中試車臺試驗(yàn)而直接裝在B-1A原型機(jī)上試飛。1976年9月通過相當(dāng)于通常的型號合格試驗(yàn)(MQT)的產(chǎn)品考核(PV)試驗(yàn)。1977年6月，上臺不久的卡特政府認(rèn)為，B-1A飛機(jī)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(jī)還可用到80年代，所以決定停止B-1A計劃。但F101-GE-100的試驗(yàn)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(jī)的成熟，延長零部件的壽命，降低生產(chǎn)成本和后勤保障費(fèi)用。最后，地面試驗(yàn)積累了40000h以上，飛行試驗(yàn)積累了7600h，發(fā)動機(jī)達(dá)到了可以投入使用的水平?？偟难兄瀑M(fèi)用為6.21億美元。
      為滿足B-1A轟炸機(jī)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(jī)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(jī)以及一系列研究和技術(shù)計劃的成果，如1965年開始的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)燃?xì)獍l(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(jìn)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(jī)。高溫計測取72片高壓渦輪葉片的平均溫度。當(dāng)溫度達(dá)到極限時，調(diào)速器將限制燃油流量和風(fēng)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(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的第一臺發(fā)動機(jī)。該大綱的貫徹主要通過以下四條措施來保證。
      (1)遵循嚴(yán)格的結(jié)構(gòu)設(shè)計準(zhǔn)則。在準(zhǔn)則中，對發(fā)動機(jī)耐久性方面的要求有：發(fā)動機(jī)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(jìn)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(jī)程序，合理設(shè)計各種零件。
      (3)進(jìn)行大量的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和壽命試驗(yàn)。在研制中，共用40多臺發(fā)動機(jī)作各種整機(jī)、部件和系統(tǒng)試驗(yàn)。F101是首次采用加速任務(wù)試驗(yàn)的發(fā)動機(jī)。
      (4)采用先進(jìn)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(jī)上加裝中央綜合試驗(yàn)分系統(tǒng)來監(jiān)控發(fā)動機(jī)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(hù)和孔探儀檢查情況，實(shí)現(xiàn)視情維護(hù)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(jī)。于是，1982年美國空軍給予通用電氣公司一項(xiàng)1.822億美元的全面研制合同，包括3臺F101-GE-102原型機(jī)，用于性能和結(jié)構(gòu)完整性試驗(yàn)。以后陸續(xù)簽訂了3項(xiàng)合同：1.25億美元用于生產(chǎn)4臺發(fā)動機(jī)和長周期項(xiàng)目的準(zhǔn)備；2.859億美元用于生產(chǎn)37臺發(fā)動機(jī)；以及15.8億美元用于生產(chǎn)428臺發(fā)動機(jī)。
      F101-GE-102型 與-100型基本相同，但耐久性有進(jìn)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(xiàng)充分的試驗(yàn)計劃。在3臺原型機(jī)中：
      1號原型機(jī)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(yàn)，實(shí)際運(yùn)轉(zhuǎn)800h，相當(dāng)于在B-1B上10年的使用壽命；
      2號原型機(jī)在1984年秋季完成加速任務(wù)試驗(yàn)，驗(yàn)證了10000h的冷端壽命和3000h的熱端壽命；
      3號原型機(jī)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(jī)。
      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(jī)。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      (F101-GE-100)進(jìn)氣口 環(huán)形。20個進(jìn)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(fēng)扇 2級軸流式。實(shí)心鈦合金工作葉片帶冠，水平對開鈦合金蜂窩結(jié)構(gòu)機(jī)匣。壓比2.0，轉(zhuǎn)速7710r/min。壓氣機(jī) 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(dú)更換。水平對開機(jī)匣，前段為鈦合金，后段為IN718。壓比12.5。
      燃燒室 短環(huán)形。火焰筒由Hastelloy X合金經(jīng)機(jī)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(shí)現(xiàn)無煙燃燒。
      高壓渦輪 單級軸流式。高負(fù)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(jī)匣內(nèi)襯扇形段，通冷卻空氣進(jìn)行主動間隙控制。轉(zhuǎn)子和靜子葉片可單獨(dú)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(dú)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(kuò)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(jī)械式作動機(jī)構(gòu)。
      控制系統(tǒng) 機(jī)械液壓式。帶電子式調(diào)整器，可以對風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、渦輪轉(zhuǎn)子葉片溫度和尾噴管面積進(jìn)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(jī)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(jìn)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(jìn)氣錐)質(zhì)量(kg)
      F101-GE-100/-101814
      歐洲心臟: EJ200加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)
      牌
      號 EJ200 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 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(jī)對象 歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EF2000 研制情況
      EJ200是歐洲四國聯(lián)合研制的先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，用于歐洲聯(lián)合研制的90年代戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)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(jī)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(tuán)發(fā)起EFA計劃，同年9月西班牙加入該集團(tuán)。1986年12月，負(fù)責(zé)EJ200發(fā)動機(jī)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(jī)研制合同，同時首臺EJ200設(shè)計驗(yàn)證機(jī)在德國慕尼黑運(yùn)轉(zhuǎn)。1989年12月，三臺設(shè)計驗(yàn)證機(jī)共積累運(yùn)轉(zhuǎn)650h，達(dá)到設(shè)計驗(yàn)證機(jī)要求。1991年10月EJ200原型機(jī)首次運(yùn)轉(zhuǎn)。計劃將制造20多臺原型機(jī)用于地面和飛行試驗(yàn)。預(yù)計1996年可能交付生產(chǎn)型EJ200。
      在發(fā)動機(jī)設(shè)計要求中，除要達(dá)到高推重比(10)和低耗油率外，特別強(qiáng)調(diào)高的可靠性，耐久性和維修性以及低的壽命期費(fèi)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(jī)設(shè)計方法、整體葉盤結(jié)構(gòu)的風(fēng)扇和壓氣機(jī)、單晶氣冷渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、刷式封嚴(yán)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(yàn)證機(jī)，以便在實(shí)際發(fā)動機(jī)環(huán)境下驗(yàn)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(jī)EF2000外，EJ200發(fā)動機(jī)其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰(zhàn)斗機(jī)2000、“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)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(fēng)”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰(zhàn)斗機(jī)。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      風(fēng)扇 3級軸流式。采用三維跨音速寬弦葉片。懸臂支承，無進(jìn)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(jī) 5級軸流式。第1級有可調(diào)進(jìn)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(kuò)張式。
      控制系統(tǒng) FADEC，具有故障診斷和狀態(tài)監(jiān)控能力?；拖到y(tǒng) 零過載或負(fù)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(jìn)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(fēng)扇發(fā)動機(jī)簡介
      M88系列
      牌
      號 M88 用
      途 軍用渦扇發(fā)動機(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 法國
      廠
      商 國營航空發(fā)動機(jī)研究制造公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)對象 M88-1
      “陣風(fēng)”A。
      M88-2
      “陣風(fēng)”D(早期型)。
      M88-3
      “陣風(fēng)”D(晚期型)，“陣風(fēng)”M。
      CFM88
      行政機(jī)和支線飛機(jī)。研制情況
      M88是為滿足90年代多用途戰(zhàn)斗機(jī)研制的一種先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦扇發(fā)動機(jī)。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1階段核心機(jī)試驗(yàn)時，渦輪進(jìn)口溫度為1427℃，1987年第2階段核心機(jī)試驗(yàn)時達(dá)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(fēng)”D上與一臺F404混裝進(jìn)行飛行試驗(yàn)，1992年第三季度完成生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)定型試驗(yàn)。計劃于1996年交付生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)。整個研制計劃包括5500地面試驗(yàn)小時和4000飛行試驗(yàn)小時，研制費(fèi)用為16億美元。按照飛機(jī)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(jìn)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(jī)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(jī)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(jìn)的主要方面是：提高渦輪進(jìn)口溫度，改進(jìn)風(fēng)扇和壓氣機(jī)氣動設(shè)計，風(fēng)扇壓比從3.5提高到4.0。
      M88-2 標(biāo)準(zhǔn)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(jìn)展。1997年開始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是進(jìn)一步降低耗油率和提高高壓核心機(jī)及加力燃燒室的使用壽命。該發(fā)動機(jī)在2001年底取得了法國DGA國防部采購代辦的認(rèn)證，到2004年所有在法國服役的M88發(fā)動機(jī)都將換裝-2E4
      M88-3 考慮中的改型，用于單發(fā)輕型戰(zhàn)斗機(jī)，推力范圍8451～9341daN。采用一種新的3級風(fēng)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(jī)，推力范圍9341～10230daN。采用全新的風(fēng)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(jì)末可供使用。
      CFM88 在M88核心機(jī)基礎(chǔ)上加上某個CFM56的部件(可能是風(fēng)扇)的民用改型，計劃用于90～122座的支線飛機(jī)。結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      進(jìn)氣口 環(huán)形，帶可調(diào)進(jìn)口導(dǎo)流葉片和鈍頭進(jìn)氣錐。風(fēng)扇 3級軸流式。
      壓氣機(jī) 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?？刂葡到y(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(jìn)口溫度(℃)
      M88-2
      1577
      M88-3 1577 最大直徑(mm)
      M88-2
      1003 進(jìn)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(jī) 類
      型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 國
      家 法國
      廠
      商 國營航空發(fā)動機(jī)研究制造公司 生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)
      裝機(jī)對象 M53-2  “幻影”2000原型機(jī)。
      M53-5  “幻影”4000原型機(jī)。
      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(jī)的發(fā)動機(jī)，SNECMA公司于1967年開始M53的設(shè)計。1970年2月M53首次試驗(yàn)，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(dá)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(yàn)，1979年末開始生產(chǎn)。M53的設(shè)計目標(biāo)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(fèi)用低。截止2001年12月31日，M53發(fā)動機(jī)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(jī)、TF106與TF306發(fā)動機(jī)的研制技術(shù)與經(jīng)驗(yàn)。與阿塔9K50發(fā)動機(jī)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(diǎn)是采用三支點(diǎn)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(jī)重量。該發(fā)動機(jī)共有12個單元體。M53的研制費(fèi)用約1億多美元。
      M53-2  早期的原型機(jī)。
      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(jī)喘振裕度，對壓氣機(jī)葉片、控制系統(tǒng)和渦輪導(dǎo)向器做了改進(jìn)。
      M53-P2  M53的進(jìn)一步改進(jìn)型。主要改進(jìn)包括采用先進(jìn)的低壓壓氣機(jī)、改進(jìn)的渦輪轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計、重新設(shè)計熱端部件、先進(jìn)氣膜與對流冷卻。-P2于1981年6月首次臺架試驗(yàn)，1985年1月開始生產(chǎn)。
      M53-PX3型發(fā)動機(jī)具有高推力、低成本和先進(jìn)工藝技術(shù)。技術(shù)改進(jìn)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(jī)將使幻影2000戰(zhàn)斗機(jī)保持尖端性能。
      結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)
      進(jìn)氣口 環(huán)形，帶尖進(jìn)氣錐，用熱空氣防冰。
      風(fēng)扇 3級軸流式?？缫羲亠L(fēng)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(jìn)口導(dǎo)流葉片。
      壓氣機(jī) 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(jìn)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(jī)加工的氣膜孔徑約2.5~3mm。氣膜孔環(huán)與二股氣流進(jìn)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(jìn)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(yán)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(jī)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(jī)。此外，還有后備系統(tǒng)。當(dāng)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(jī)油箱的燃油經(jīng)增壓泵后，分別進(jìn)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(jìn)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(jī)可靠工作20min。起動系統(tǒng) 燃?xì)鉁u輪起動機(jī)。
      點(diǎn)火系統(tǒng) 主燃燒室有2個高能點(diǎn)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(jìn)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(jī)典型零件加工技術(shù)及裝備探討
      航空發(fā)動機(jī)典型零件加工技術(shù)及裝備探討
      【摘 要】近幾年國家科技的進(jìn)步，航空制造業(yè)已成為衡量國家發(fā)達(dá)水平的重要因素之一。航空發(fā)動機(jī)是飛行器的核心部件，航空發(fā)動機(jī)材料與制造技術(shù)向著高溫化、復(fù)合化、輕量化、整體化、高效率、低成本的方向發(fā)展。因此發(fā)動機(jī)典型零部件的加工技?g與刀具應(yīng)用對航空業(yè)的發(fā)展起著重要的作用。由于航空零件多為難加工材料，精密程度較高，零件形狀結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，零件的切除率大，對于生產(chǎn)工藝提出了較高要求。從技術(shù)實(shí)現(xiàn)角度出發(fā)，對航空發(fā)動機(jī)典型零件進(jìn)行加工，技術(shù)人員應(yīng)該堅持嚴(yán)謹(jǐn)?shù)墓ぷ鲬B(tài)度，使用配套的裝備解決材料難加工的問題。
      【關(guān)鍵詞】 航空發(fā)動機(jī) 零件 數(shù)控加工技術(shù)
      一、航空發(fā)動機(jī)典型零件加工裝備需求
      1、航空發(fā)動機(jī)典型零件加工對數(shù)控設(shè)備的需求
      航空制造業(yè)對零件加工精度和效率日益提高的需求不斷推動機(jī)床技術(shù)的發(fā)展，是機(jī)床產(chǎn)品創(chuàng)新的源動力。高速高精度加工中心、復(fù)合加工和多軸聯(lián)動數(shù)控機(jī)床的出現(xiàn)都與客戶需求密切相關(guān)。機(jī)床的發(fā)展方向如下：（1）自動化程度高，即要求設(shè)備具有數(shù)字化和前沿性的特征，軟件功能強(qiáng)大，自動化程度高。（2）高度集成性，附加設(shè)備少，設(shè)備高度集成，能夠?qū)崿F(xiàn)工藝復(fù)合。（3）柔性化，設(shè)備通用程度高，生產(chǎn)適用性強(qiáng)。（4）高精度、高效率、智能化，設(shè)備需具備精度高，技術(shù)成熟度高等特點(diǎn)。（5）高穩(wěn)定性，精度保持時間長，故障率低。
      2、航空發(fā)動機(jī)典型零件刀具技術(shù)需求
      先進(jìn)的航空產(chǎn)品要求航空零件具有更優(yōu)異的性能、更低的成本和更高的環(huán)保性，而加工工藝要求具有更快的加工速度、更高的可靠性、高重復(fù)精度和可再現(xiàn)性。航空鈦合金、高溫合金零件難切削的工件材料，復(fù)雜而薄壁的形狀，高精度的尺寸和表面粗糙度要求，同時大的金屬去除量等特點(diǎn)，對切削刀具的高效、精密、安全性等提出更高的要求。刀具作為切削加工的主體之一，在解決航空材料的加工難題中起著至關(guān)重要的作用。傳統(tǒng)刀具已不能滿足現(xiàn)代先進(jìn)高效加工的要求，刀具行業(yè)進(jìn)入了“高精度、高效率、高可靠性和專用化”的現(xiàn)代刀具生產(chǎn)新格局。刀具質(zhì)量穩(wěn)定，刀具精度高，可轉(zhuǎn)位數(shù)控刀片各批次產(chǎn)品尺寸精度分散性能控制在一定范圍內(nèi)，成形刀具精度應(yīng)能完全滿足加工部位要求。能針對渦輪機(jī)匣、風(fēng)扇機(jī)匣、渦輪盤、風(fēng)扇盤、長軸、葉片、葉輪等典型零部件，提供完整的刀具配套和解決方案。
      二、航空發(fā)動機(jī)典型零件加工技術(shù)探討
      1、發(fā)動機(jī)零件材料控制和CAD模型加工方案分析
      在航空發(fā)動機(jī)典型零件加工活動中，技術(shù)人員可以使用金屬制作成復(fù)合材料的零件。在零件的切削加工中應(yīng)該加入性能獨(dú)特的原材料，添加鎢和鉬能夠降低零件切削加工處理的難度。在發(fā)動機(jī)零件的切削加工中添加鎢能夠提高材料的高溫強(qiáng)度和常溫強(qiáng)度，添加鉬能夠顯著提升材料的強(qiáng)度和韌性，提升發(fā)動機(jī)零件的使用效果。但是，在發(fā)動機(jī)典型零件加工中添加合金元素時，技術(shù)人員應(yīng)該重視材料導(dǎo)熱系數(shù)明顯下降的問題。在制定零件加工方案的過程中，技術(shù)人員應(yīng)該認(rèn)真分析零件的抗拉強(qiáng)度和沖擊韌度問題，選擇合適的材料進(jìn)行加工處理。發(fā)動機(jī)曲軸一般使用QT700材料及虛擬性加工，缸蓋選用ZL101（ZALSI7Mg）材料進(jìn)行加工。在零件處理過程中，可以采用零件圖形的數(shù)字處理方法，在三維立體模式中對零件加工的細(xì)節(jié)進(jìn)行優(yōu)化。根據(jù)加工設(shè)計的標(biāo)準(zhǔn)確定零件處理的工步和進(jìn)給路線，選擇合適的機(jī)床類型開始對零件進(jìn)行加工。使用CAD模型處理方法，對發(fā)動機(jī)零件設(shè)計和加工方案進(jìn)行數(shù)字化處理。建立單個典型精密零件的CAD模型特征信息表，包括制造資源庫的容量信息、該典型零件加工的工藝技術(shù)規(guī)范和工藝特征，針對零件的幾何特征信息進(jìn)行加工特征的讀取，從而確定合適的切削參數(shù)。
      2、核心零部件建工與刀具裝備的選擇分析
      發(fā)動機(jī)缸蓋的主要加工內(nèi)容為進(jìn)氣門座圈/導(dǎo)管切削和上平面螺紋攻絲加工，技術(shù)人員應(yīng)該選擇合適的刀具材料裝備。在加工技術(shù)應(yīng)用中，技術(shù)人員應(yīng)該合理控制每齒進(jìn)給量和每轉(zhuǎn)進(jìn)給量，根據(jù)切削零件的進(jìn)給量選擇合適的切削速度。在主軸轉(zhuǎn)速控制中，技?g人員還應(yīng)該考慮到加工余量和耐用度的問題，提升典型零件的抗彎強(qiáng)度和斷裂韌度。航空發(fā)動機(jī)的凸輪軸是一種重要零件，它一般使用HT250型號的材料進(jìn)行加工，其抗拉強(qiáng)度為250MIN/MPa，它的硬度和抗拉強(qiáng)度承受力都比較低，在高溫和高壓的狀態(tài)下很容易發(fā)生變形，其硬度為170～241HBS之間，航空發(fā)動機(jī)凸輪軸的材料力學(xué)性能有嚴(yán)格標(biāo)準(zhǔn)，其伸長率不能小于0.5%，沖擊韌度不小于10～110kJ/?O，導(dǎo)熱系數(shù)不小于0.580W/cm-k。除了發(fā)動機(jī)的凸輪軸之外，航空發(fā)動機(jī)的典型零件還有曲軸、缸體、缸蓋和連桿等零件。典型零件加工的技術(shù)重點(diǎn)是要選擇合適的刀具材料裝備，適合加工曲軸的刀具材料為PCD/CBN等，而適合加工缸體和缸蓋的裝備材料為高速鋼等。
      3、零件涂裝技術(shù)控制與質(zhì)量檢查細(xì)節(jié)介紹
      根據(jù)零件的尺寸選擇合適的精銑端面槽，使用精密鏜床加工出鏜精密孔，并且對發(fā)動機(jī)典型零件的孔徑進(jìn)行檢查。技術(shù)人員可以采用三坐標(biāo)測量機(jī)等精密儀器，對零件的尺寸加工進(jìn)行檢查。使用在線測量的方式，及時地發(fā)現(xiàn)零件加工中存在的問題，將加工半成品的零件運(yùn)送到車銑復(fù)合加工中心進(jìn)行處理。半成品的航空發(fā)動機(jī)零件通常需要加裝土層，根據(jù)不同零件的應(yīng)用特點(diǎn)，選擇不同的涂層進(jìn)行加工。TiN類的發(fā)動機(jī)零件為金黃色，它的硬度最低，為1800～2300HV之間，此種典型零件符合低速下的通用涂裝的技術(shù)要求，此類零件加裝涂層一般為CVD/PVD類的涂層。TiN類的發(fā)動機(jī)零件為紫黑色，它的硬度比較高，為2300～3500HV之間，此種典型零件符合高速下的通用涂裝的技術(shù)要求，此種材料可以用來加工制作難加工的航空零件。此類零件加裝涂層一般為CVD類的涂層。
      結(jié) 語
      我們要以加快新一代信息技術(shù)與航空發(fā)動機(jī)制造業(yè)融合為主線，推進(jìn)智能制造。在發(fā)動機(jī)典型零件加工活動中，技術(shù)人員應(yīng)該設(shè)計科學(xué)合理的加工方案，積極應(yīng)用先進(jìn)裝備對發(fā)動機(jī)典型零部件進(jìn)行切割鉆削加工，提升發(fā)動機(jī)典型零件的加工質(zhì)量，為今后我國航空發(fā)動機(jī)典型零件的高效、高精確度加工打下一定的基礎(chǔ)。
      第四篇：軍用新材料技術(shù)及其應(yīng)用
      軍用新材料技術(shù)及其應(yīng)用發(fā)展
      摘要: 新材料已成為綜合國力競爭的重要領(lǐng)域和國防力量的重要物質(zhì)基礎(chǔ)，是提高軍隊機(jī)械化水平的物質(zhì)支撐和提高信息化程度的基礎(chǔ)條件，許多國家都將開發(fā)新材料作為優(yōu)先發(fā)展的重點(diǎn)項(xiàng)目。
      關(guān)鍵詞：新材料 國防 軍隊機(jī)械化 高技術(shù) 1 軍用新材料技術(shù)的介紹
      新材料技術(shù)是介于基礎(chǔ)科技與應(yīng)用科技之間的應(yīng)用性基礎(chǔ)技術(shù)。而軍用新材料技術(shù)則是用于軍事領(lǐng)域的新材料技術(shù)，這部分技術(shù)是發(fā)展高技術(shù)武器的物質(zhì)基礎(chǔ)。目前，世界范圍內(nèi)的軍用新材料技術(shù)已有上萬種，并以每年5％的速度遞增，正向高功能化、超高能化、復(fù)合輕量和智能化的方向發(fā)展。軍用新材料的現(xiàn)狀
      常見的軍用新材料技術(shù)高級復(fù)合材料是指兩種以上不同性質(zhì)或不同結(jié)構(gòu)物質(zhì)組合而成的材料，通常由基體材料和增強(qiáng)劑構(gòu)成。如碳纖維復(fù)合材料，它是一種質(zhì)輕、強(qiáng)度高的復(fù)合材料，主要以聚丙烯腈為原料，也可用人造絲、石油瀝青或煤瀝青為原料，具有強(qiáng)度高、剛度高、耐疲勞、重量輕等優(yōu)點(diǎn)。采用這種材料后，美國的AV－8B垂直起降飛機(jī)的重量減輕了27％。F－18戰(zhàn)斗機(jī)減輕了10％。先進(jìn)陶瓷材料先進(jìn)陶瓷材料是當(dāng)前世界上發(fā)展最快的高技術(shù)材料，它已經(jīng)由單相陶瓷發(fā)展到多相復(fù)合陶瓷，由微米級陶瓷復(fù)合材料發(fā)展到納米級陶瓷復(fù)合材料。先進(jìn)陶瓷材料主要有功能陶瓷材料和結(jié)構(gòu)陶瓷材料兩大類。其中，在結(jié)構(gòu)材料中，人們已經(jīng)研制出氮化硅高溫結(jié)構(gòu)陶瓷，這種材料不僅克服了陶瓷的致命的脆弱性，而且具有很強(qiáng)的韌性、可塑性、耐磨性和抗沖擊能力，與普通熱燃?xì)廨啓C(jī)相比，陶瓷熱機(jī)的重量可減輕30％，而功率則提高30％，節(jié)約燃料50％。高分子材料又稱高分子化合物或高分子聚合物，是由單體聚合而成的分子量較高的化合物，其分子量高達(dá)幾千幾百萬。塑料、合成橡膠、合成纖維是當(dāng)今三大有機(jī)合成高分子材料。高分子化合材料除在武器裝備中大量使用外，還可以代替高強(qiáng)度合金用于軍用飛機(jī)，可大大減輕其重量，同時，高分子材料也廣泛用于粘結(jié)兵器部件，尤其是非金屬比例較大的火箭導(dǎo)彈部件。非晶態(tài)材料是指用人工方法將晶體材料加工成具有特殊功能的非晶態(tài)物質(zhì)。非晶態(tài)材料主要包括非晶態(tài)金屬和非晶態(tài)陶瓷氧化物。非晶態(tài)金屬的特點(diǎn)是：強(qiáng)度比相應(yīng)晶體材料高10倍，搞腐蝕性好，韌性大，電磁性能優(yōu)良，電阻率高，耐磨性好，熱膨脹系數(shù)小。非晶態(tài)陶瓷的主要優(yōu)點(diǎn)是具有耐超高溫性能。功能材料是指利用聲、光、電、磁、熱、化、生化等效應(yīng)，能把能量從一種形式轉(zhuǎn)變成另一種形式的材料。功能材料品種很多，如電子計算機(jī)的記憶元件、激光器的工作物質(zhì)紅寶石、聲納振蕩器的壓電陶瓷，以及超導(dǎo)材料、光學(xué)塑料、熱電材料、光敏材料、反激光材料、防輻射與電子材料，等等。新材料技術(shù)的軍事應(yīng)用新材料技術(shù)在軍事上的用途十分廣泛，用于武器裝備可使其升級換代，性能大大提高。
      應(yīng)用于炮兵武器為了增大火炮的威力，現(xiàn)代火炮的口徑不斷增大。為了提高炮彈的速度，人們已經(jīng)利用高技術(shù)材料研制了電磁炮和電熱炮。此外，輕型結(jié)構(gòu)材料對火炮的機(jī)動性也具有決定意義，如美國155毫米榴彈炮，在采用輕型新材料后僅重7136千克，比德、法、意三國聯(lián)合研制的FH70和以色列的M71式同口徑火炮要輕30％。目前，許多國家都在利用高技術(shù)材料研制超輕型遠(yuǎn)距離大威力火炮。由于輕型材料的使用，可以使火炮的體積更小、重量更輕、機(jī)動性能更好、彈丸速度更快、威力更大。應(yīng)用于裝甲防護(hù)面對種種現(xiàn)代反裝甲技術(shù)的發(fā)展，以及未來戰(zhàn)場對坦克和裝甲車輛構(gòu)成的全方位威脅，迫切需要進(jìn)一步提高現(xiàn)代復(fù)合裝甲兵防護(hù)能力。單從復(fù)合裝甲構(gòu)件來講，就需要進(jìn)一步開發(fā)具有超高硬度、高韌性和良好焊接性能的裝甲鋼、高強(qiáng)度先進(jìn)陶瓷、高性能聚合物材料等新一代特殊功能材料。如美軍的MIA1、MIA2主戰(zhàn)坦克，其炮塔和側(cè)裙均采用了復(fù)合裝甲，內(nèi)襯板也是復(fù)合材料防彈板。而若要使坦克不被擊中，除提高機(jī)動性能外，更重要的的是要發(fā)展“主動裝甲”，即能預(yù)先識別目標(biāo)，并利用誘餌觸發(fā)和物理摧毀方法，破壞來襲兵器的“裝甲”。這種“主動裝甲”實(shí)際上是一種由復(fù)合工程材料制成的合成系統(tǒng)，即在復(fù)合裝甲中由引入的敏感、傳感、微電子等材料和技術(shù)而構(gòu)成的多功能材料系統(tǒng)。將新的控爆材料，輕質(zhì)多孔隔熱、隔音、防火與防沖擊材料用于坦克裝甲車輛，就可以保證這些車輛中彈后能繼續(xù)戰(zhàn)斗。應(yīng)用于導(dǎo)彈、衛(wèi)星、火箭技術(shù)決定導(dǎo)彈、衛(wèi)星、火箭重量的主要因素是其推進(jìn)系統(tǒng)。為了減輕重量并增大推力，通常采取兩種方法：一是要靠高性能的推進(jìn)劑；二是要采用輕型殼體和各種輕型結(jié)構(gòu)，以及耐高溫材料。戰(zhàn)略導(dǎo)彈和衛(wèi)星的重量每減輕1千克，運(yùn)載它們的火箭就可減輕500千克。因此，導(dǎo)彈彈體和衛(wèi)星都要使用重量輕、剛度好、耐高溫、彈性強(qiáng)的新性復(fù)合材料。美國將火箭發(fā)動機(jī)金屬殼體改用石墨纖維復(fù)合材料后其重量減輕了38噸，并大大降低了研制成本。而用碳鋁復(fù)合材料制造衛(wèi)星的波導(dǎo)管，不僅滿足了軸向鋼度、低膨脹系數(shù)和導(dǎo)電性能等方面的要求，而且使重量減輕了30％。應(yīng)用于武器戰(zhàn)斗部高技術(shù)材料應(yīng)用于武器的戰(zhàn)斗部，可使其威力得到大大提高。如將高密度鎢合金與貧鈾材料用于穿甲彈，可以提高穿甲侵切力，大長徑比桿式動能彈，可以擊穿600毫米的鋼板。而破甲彈使用了新材料技術(shù)后，其侵切深度已大于錐形炮彈的10倍，一些大口徑的射流侵切深度已經(jīng)達(dá)到1300毫米，并進(jìn)一步向高純度冶煉技術(shù)、新合金、精密成型和高性能復(fù)合化方向發(fā)展。應(yīng)用于隱形技術(shù)現(xiàn)代隱形技術(shù)，除了外型設(shè)計上采用先進(jìn)的方法，進(jìn)行熱紅外線和自身電磁隱形外，主要是使用新型吸收波材料，即在飛機(jī)表面涂抹能大量吸收雷達(dá)波的新型介質(zhì)材料，將雷達(dá)電磁波吸收，使雷達(dá)無法發(fā)現(xiàn)。為應(yīng)付不同雷達(dá)的不同工作方式，現(xiàn)在的隱形飛機(jī)已經(jīng)開始有選擇地使用吸收材料。目前，美、英等國正進(jìn)行主動抵消技術(shù)的研究，即利用吸收材料先吸收大部分雷達(dá)波，剩下的少量的反射波再利用主動抵消技術(shù)將其全部抵消，雷達(dá)就會完全失去作用。應(yīng)用于后勤裝備80年代，美軍開發(fā)了一種名叫“高爾泰克斯”的軍用新材料，用這種新材料制成的冬服，不僅比原冬服重量減少28％，保暖性提高20％，而且還可以使雨水進(jìn)不來，人體蒸發(fā)的汗卻能順利地排出去。日本陸軍研制的含有65％的芳族聚酰胺和35％的耐熱處理棉纖維的混紡織物制成的新型迷彩作訓(xùn)服，在12秒鐘內(nèi)能承受800攝氏度高溫，可大大減少戰(zhàn)場燒傷的發(fā)生。軍用新材料的發(fā)展
      新材料已成為綜合國力競爭的重要領(lǐng)域和國防力量的重要物質(zhì)基礎(chǔ)，是提高軍隊機(jī)械化水平的物質(zhì)支撐和提高信息化程度的基礎(chǔ)條件，許多國家都將開發(fā)新材料作為優(yōu)先發(fā)展的重點(diǎn)項(xiàng)目。
      材料是人類賴以生存的物質(zhì)基礎(chǔ)。人類社會不斷地發(fā)展進(jìn)步，就在于人類能夠利用材料制造工具并用來改造世界。恩格斯說：“自然界為勞動提供材料，勞動把材料變?yōu)樨敻?。”可以說，材料與人類的生存和進(jìn)化息息相關(guān)，因此它被譽(yù)為“人類文明大廈的基石?！?/p>
      對于材料，人們比較好理解，如普通鋼鐵、水泥、玻璃等，這些屬于傳統(tǒng)材料。相對于傳統(tǒng)材料而言，新材料是新近出現(xiàn)且對當(dāng)時科技進(jìn)步和經(jīng)濟(jì)發(fā)展有重大推動作用的材料。這里有兩層含義，一是指采用新原理新工藝開發(fā)制造出具有新性能的新品種材料，二是通過新原理新工藝提升了性能的傳統(tǒng)材料。如高強(qiáng)鋼、高性能陶瓷、復(fù)合材料、半導(dǎo)體材料、功能材料等。
      新材料既是科技發(fā)展的基礎(chǔ)，又是科技進(jìn)步的先導(dǎo)，這是新材料的兩個顯著特點(diǎn)。比如，半導(dǎo)體材料的發(fā)現(xiàn)和發(fā)展極大地推動了計算機(jī)技術(shù)的進(jìn)步，使人類進(jìn)入了信息時代；光纖技術(shù)的發(fā)展推動了現(xiàn)代通訊技術(shù)的進(jìn)步；新型結(jié)構(gòu)材料和燒蝕防熱材料的出現(xiàn)推動了航天技術(shù)和戰(zhàn)略武器的發(fā)展。
      軍事新材料技術(shù)已成為軍用高技術(shù)的重要組成部分和高性能武器裝備的關(guān)鍵技術(shù)。要求具有輕、剛、強(qiáng)的特性。新型輕質(zhì)高強(qiáng)結(jié)構(gòu)材料是支撐各類高性能武器裝備的“骨骼”：輕，就是材料被動抵抗地球引力的能力要大；剛，就是材料在外力作用下抵抗變形的能力要大；強(qiáng)，就是材料在外力作用下抵抗破壞的能力要大。
      要求具有耐高溫的能力。新型熱結(jié)構(gòu)熱防護(hù)材料是保護(hù)各類飛行類裝備高速出入大氣層的“護(hù)身符”。美國“哥倫比亞號”航天飛機(jī)失事，其主要原因就是結(jié)構(gòu)材料技術(shù)、熱防護(hù)材料技術(shù)沒過關(guān)。
      還要有高靈敏度。新型信息傳感材料是傳感器感知軍事信息的“皮、眼、耳、鼻”。同時要求具有高分辨率、高能量密度、低目標(biāo)特征等特點(diǎn)。
      因此，作為武器系統(tǒng)重要載體的新材料技術(shù)，必須滿足各種武器裝備對強(qiáng)度、剛度、重量、速度、精度、生存能力、信號特征、維護(hù)、成本和通用性的要求。
      毫無疑問，新材料已成為綜合國力競爭的重要領(lǐng)域和國防力量的重要物質(zhì)基礎(chǔ)，是提高軍隊機(jī)械化水平的物質(zhì)支撐和提高信息化程度的基礎(chǔ)條件。因此，許多國家都將開發(fā)新材料置于優(yōu)先發(fā)展的重點(diǎn)項(xiàng)目，特別是對軍用新材料技術(shù)的發(fā)展給予了高度重視。
      在美國國防部制定的面向21世紀(jì)的國防科技戰(zhàn)略規(guī)劃體系中，把材料與制備工藝技術(shù)定為4個具有最高優(yōu)先發(fā)展的領(lǐng)域之一，提出優(yōu)先發(fā)展結(jié)構(gòu)與多功能材料技術(shù)、能量與動力材料技術(shù)、光電子材料技術(shù)、有機(jī)與合成功能材料技術(shù)、生物衍生與生物誘發(fā)材料技術(shù)等五大重點(diǎn)。德國分析了世界高技術(shù)發(fā)展態(tài)勢，提出2l世紀(jì)的9大重點(diǎn)領(lǐng)域，首選就是新材料，在總共研發(fā)的80個課題中，屬于新材料的占到24個。
      當(dāng)前，世界各國重點(diǎn)發(fā)展和研究的軍用新材料，主要包括信息材料、能源材料、納米材料、先進(jìn)復(fù)合材料等。其目的就是要最大限度地用材料的高性能支撐武器裝備的高性能和新功能。
      在支撐新軍事變革和武器裝備迅速發(fā)展的過程中，軍用新材料發(fā)展趨勢表現(xiàn)在以下幾個方面：一是復(fù)合化，通過微觀、介觀和宏觀層次的復(fù)合，大幅度提高材料的綜合性能。二是低維化，通過納米技術(shù)制備納米顆粒（零維）、納米線（一維）、納米薄膜（二維）等納米材料與器件，以實(shí)現(xiàn)武器裝備的小型化。三是高性能化，通過材料的力學(xué)性能、工藝性能以及物理、化學(xué)性能指標(biāo)的提高，實(shí)現(xiàn)綜合性能不斷優(yōu)化，為提高武器裝備的性能奠定物質(zhì)基礎(chǔ)。四是多功能化，通過材料成分、組織、結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計和精確控制，使單一材料具備多項(xiàng)功能，以達(dá)到簡化武器裝備結(jié)構(gòu)設(shè)計，實(shí)現(xiàn)小型化、高可靠的目的。五是低成本化，通過節(jié)能、改進(jìn)材料制備和加工技術(shù)、提高成品率和材料利用率等方法降低材料制備及應(yīng)用成本。
      我國政府對新材料的研究開發(fā)給予了高度重視，近年出臺了一系列相關(guān)鼓勵政策，建設(shè)了一批新材料研發(fā)中心和重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，規(guī)劃了一批新材料成果轉(zhuǎn)化與產(chǎn)業(yè)建設(shè)基地，特別是在一些重大科技開發(fā)和產(chǎn)業(yè)化計劃中，均把新材料列為重點(diǎn)支持的領(lǐng)域之一。隨著我國中長期科技發(fā)展規(guī)劃綱要的實(shí)施，我國的新材料技術(shù)將會有更快的發(fā)展。
      第五篇：保護(hù)軍用光纜技術(shù)交底
      關(guān)于保護(hù)軍纜的交底
      1.施工現(xiàn)場在軍纜3米范圍內(nèi)撒出白灰線,并每隔50米插一個彩旗,并在彩旗上標(biāo)明其深度,施工人員不經(jīng)過項(xiàng)目管理人員的認(rèn)可,不得靠近其施工.2.任何施工機(jī)械作業(yè)期間,必須有專人負(fù)責(zé)指揮,指揮人員不得脫崗,嚴(yán)格指揮機(jī)械的施工,不得對軍纜產(chǎn)生任何破壞.3.外埠隊人員使用機(jī)具施工期間,必須有專人負(fù)責(zé)指揮作業(yè),指揮人員必須和項(xiàng)目部簽定安全保護(hù)軍纜協(xié)議,指揮期間不得再參與其他作業(yè),若因事暫離時必須有代理指揮人員,否則停止作業(yè).4.外埠隊施工人員,不得破壞任何一個地下、地上不明物品,其中包括:電纜、古物、樹木等,若影響其施工,必須上報項(xiàng)目部管理人員后,經(jīng)過確認(rèn)其價值和用途,再根據(jù)實(shí)際情況以書面的形式通知后再行處理,否則不得對其產(chǎn)生任何的破壞.5.施工人員必須定人定崗，施工期間不得擅自更換施工人員，若更換施工人員必須經(jīng)過項(xiàng)目部管理人員的書面審批.更換后的施工人員必須進(jìn)行簽定保護(hù)軍纜的協(xié)議和安全交底,未簽定者不得參與施工,若私自參與施工因不明確保護(hù)軍纜意識造成損失者，后果由其個人承擔(dān)。
      6.任何施工人員必須跟項(xiàng)目部簽定保護(hù)軍纜協(xié)議和安全交底，若未簽定其協(xié)議和交底，不得擅自參與施工，若私自參與施工,因不明確保護(hù)軍纜意識造成損失者，后果由其個人承擔(dān).7.若現(xiàn)場施工范圍內(nèi)沒有對光纜做出明確的標(biāo)識,施工人員可以拒絕施工,并及時向項(xiàng)目部申請做作標(biāo)識,未標(biāo)識前不得擅自施工.8.在軍纜3米施工范圍內(nèi)不得動用機(jī)械施工,三米范圍內(nèi)必須人工施工,若開挖溝槽,必須經(jīng)過項(xiàng)目管理人員的審批后,在現(xiàn)場管理人員的監(jiān)督下挖探坑,確信其電纜的深度和位置后,再小心施工,施工期間不得使機(jī)具碰撞或敲打光纜,確保光纜的安全.9.填土期間運(yùn)土車輛在不知道光纜的埋深時,不的再上面碾壓,在確知光纜的埋深在0.8米以上時方可通行,但壓路機(jī)不得加振(軍纜3米范圍內(nèi),埋深1米以上除外),光纜上30厘米以內(nèi)用木夯夯實(shí),30厘米到1米之間用挖式打夯機(jī)夯實(shí),1米以上才能用壓路機(jī)壓實(shí).鐵鍬的安全距離為10厘米.10.若因施工的需要必須使軍纜裸露在外時,必須提前三天上報項(xiàng)目部,得到書面通知后方可施工.施工時必須遵循第9條的有關(guān)規(guī)定.裸露的光纜不得架空,裸露在外的光纜必須有專人負(fù)責(zé)看護(hù),看護(hù)人員不得脫崗,若因事暫離,必須有代理看護(hù)人員,看護(hù)人員必須和項(xiàng)目部簽定軍纜看護(hù)協(xié)議,否則不得擔(dān)任看護(hù)任務(wù).看護(hù)的主要任務(wù)是:防止軍纜被偷;防止任何施工車輛或機(jī)具在上面通行;防止任何人員對其產(chǎn)生人為的破壞;防止任何堆砌物的倒塌對其造成的破壞等.
       
      
    
      

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