[ZT CD科普帖]逐日雄心——详解航空涡轮发动机

Mutha

引言 古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。 航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的“核心机”。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。 2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——“昆仑”涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。“昆仑”及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。 要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分——核心机开始。核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。


压气机
压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。所以如果外界空气不经过压缩，那么发动机的热力循环效率就太低了。 在航空涡轮发动机上使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离心式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。由于其迎风面积大，现在已经不在主流航空涡喷/涡扇发动机中使用了，仅在涡轴发动机中有一些应用。轴流式压气机因其中主流的方向与压气机轴平行而得名，它是靠推动气流进入相邻叶片间的扩压信道来实现气流增压的。轴流式压气机具有体积小、流量大、效率高的特点，虽然轴流式压气机单级增压比不大（约1.3～1.5），但是可以将很多级压气机叶片串联起来，一级一级增压，其乘积就是总的增压比。轴流式压气机的这些优点，使其成为现代航空涡轮发动机的首选。 压气机的主要设计难点在于要综合保证效率、增压比和喘振裕度者三大主要性能参数满足发动机的要求。 压气机效率是衡量压气机性能好坏的重要指标，它反映了气流增压过程中产生能量损失的大小，如果效率太低，能量损失过大，压气机就是出力不讨好。 增压比是指压气机出口气压与进口气压之比，这个参数决定了压气机给后面的燃烧室提供的“服务质量”的好坏以及整个发动机的热力循环效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在GE公司的J-79涡喷发动机上用的压气机风扇有17级之多，平均单级增压比为1.16，这样17级叶片的总增压比大约在12.5左右；而F-22的F-119涡扇发动机的压气机中，3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右，平均单级增压比为1.43。 但随着压气机的增压比越来越高，压气机喘振的问题凸显了出来。 喘振是发动机的一种不正常的工作状态，是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的。喘振是发动机的致命故障，严重时可能导致发动机空中停车甚至发动机致命损坏。衡量发动机喘振性能的指标叫做“喘振裕度”，就是说发动机的进气口流量变化多少会引发喘振，这个值一般都要求达到15％甚至20％以上。航空涡轮发动机性能要先进，稳定工作范围宽，首先要求喘振裕度要大，压气机工作点距离喘振边界远。其次，发动机抗畸变能力要强。进气口的气有时是不均匀的，尤其是飞机做大机动动作时，进气道唇口气流发生分离，造成压气机进口畸变，气流不均匀。这时发动机的喘振裕度就会减小，加减速又会把一部分喘振裕度消耗掉，也可能造成停车，所以喘振裕度必须足够，对畸变不敏感。导弹的尾焰也容易造成温度场畸变，使发动机停车，所以要有武器发射防喘自动控制系统。 早期的轴流式压气机多数为单转子轴流式压气机，即各级压气机是装在同一根传动轴上、由同一个涡轮驱动并以相同转速工作的。这种压气机结构比较简单，但是当单转子的发动机在工作中转速突然下降时（比如猛收小油门），气流容积容量过大而形成堵塞，从而导致前面各级（低压压气机）叶片处于小流量大攻角的工作状态。这时，就像飞机在大攻角飞行时出现失速一样，气流在压气机叶片后面开始分离，这种分离严重到一定程度，就会出现喘振。在单转子轴流式压气机中，为了降低低压部分在这种情况下的攻角，只好在压气机前加装可调导流叶片以降低气流攻角，或者在压气机的中间级上进行放气，即空防掉一部分已经增压的空气来减少压气机低压部分的攻角。 为了提高压气机的工作效率并增加发动机喘振裕度，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下，这样低压压气机与低压涡轮联动形成低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成高压转子。由于低压压气机和高压压气机分别装在两个同心的传动轴上，当压气机的空气流量和转速前后矛盾时，它们就可以自动调节，推迟了前面各级叶片上的气流分离，从而增加了喘振裕度。 然而双转子结构的发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇通常和低压压气机联动，风扇为了迁就压气机而必须在高转速下运行，高转速带来的巨大离心力就要求风扇的叶片长度不能太大，涵道比自然也上不去，而涵道比越高的发动机越省油。低压压气机为了迁就风扇也不得不降低转速和单级增压比，单级增压比降低的后果就是不得不增加压气机的级数来保持一定的总增压比。这样一来压气机的重量就难以下降。 为了解决压气机增压比和风扇转速的矛盾，人们很自然的想到了三转子结构。所谓三转子就是在双转子发动机上又多了一级风扇转子。这样，风扇、低压压气机和高压压气机都自成一个转子，各自都有各自的转速。因此，设计师们就可以相对自由地设计发动机风扇转速、风扇直径以及涵道比。而低压压气机的转速也就可以不再受风扇的掣肘。 但和双转子发动机相比，三转子发动机的结构进一步变得复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子，支撑结构更加复杂，轴承的润滑也更加困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题，可是英国的罗尔斯·罗伊斯公司还是对它情有独钟。罗·罗公司的RB-211涡扇发动机上用的就是三转子结构，转子数量的增加带来了风扇、压气机和涡轮的优化。该型发动机装备在许多型号的客机上。 三转子的RB-211与同一技术时期推力同级的波音747用双转子JT9D涡扇发动机相比，JT9D的风扇叶片有46片，而RB-211只有33片；压气机、涡轮的总级数JT9D为22级，而RB-211只有19级；压气机叶片JT9D有1486片，RB-211只有826片；涡轮转子叶片RB-211是522片，而JT9D多达708片；但从支撑轴承上看，RB-211有8个轴承支承点，而JT9D只有4个。 为了千方百计提高压气机的喘振裕度，除了采用双转子压气机外，中间级放气以及机匣处理等措施已逐渐被广泛运用。在很多现代化的发动机上人们都保留了放气活门以备不时之需。比如在JT9D涡扇发动机上，普拉特·惠特尼公司就分别在高、低压压气机的第4、9、15级上保留了三个放气活门。“昆仑”发动机也采用了先进的机匣处理措施，以及数字式防喘控制系统。

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Mutha

燃烧室 压气机后面紧跟的是燃烧室。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧，产生高温高压燃气来推动燃气涡轮运转并从尾喷口高速喷出从而产生推力。航空发动机对燃烧室的要求是：第一，燃烧室单位容积的发热量或者说是热容强度要很高。通俗的说，就是要燃烧室在尽可能小的容积里完成高压空气与燃料的混合与充分燃烧。第二，要保证足够高的燃烧效率。第三，保证经过燃烧室后的气体达到所需的温度并要求出口温度场相当均匀。燃烧室的后面是涡轮，如果气流温度不均匀，有的地方特别热，有的地方特别冷（相对的冷，温度仍在千度左右），涡轮就会受不了——同一个涡轮叶片，转到热的地方就膨胀，转到冷的地方就收缩，一来二去，叶片很快就会发生金属疲劳，降低了使用寿命。
燃烧室的设计难点在于，油气二相混合物的流动特性既不同于液态，又不同于气态，这种流场很难建立精确的数学模型。所以，燃烧室的设计过程很大程度上是通过实验来进行的，需要完善的试验设备和较长的试验时间。这也是我们为“昆仑”发动机走完全设计过程而额手称庆的原因之一——这说明我们的发动机试验和测试技术装备有了很大进步。
在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种，一种是环管燃烧室，一种是环形燃烧室。早期的航空涡轮发动机上还采用过单管燃烧室。
环管燃烧室是很常见的设计。这种设计中，燃烧室被分割成在垂直于发动机轴向的平面内环形布置的若干个火焰筒，燃烧就被限制在这个空间内进行。为了满足发动机对燃烧室的要求，火焰筒进行了巧妙的设计。火焰筒面向压气机来流方向的顶端安装了扰流器，燃油通过供油系统从火焰筒顶端的喷油嘴雾化喷出。高压气流分两股进入燃烧室：第一股气流通过扰流器进入火焰筒与雾化燃油混合直接参与燃烧，而大量的（约占总流量60％～70％）第二股气流则进入火焰筒与燃烧室外壳之间的空腔。这股气流有两个作用，其一是冷却、隔热；其二是通过火焰筒壁上经过精心设计角度的大量小孔以特定的速度和方向，分批分期地进入火焰筒补充燃烧并控制燃烧区域长度和燃烧室出口温度场，从而确保燃气以相当均匀的温度场进入涡轮部件。
各火焰筒之间装有联焰管，用来传播火焰以减少所需的点火装置，还起到连通各个火焰筒，保证各火焰筒压力大致相等的作用。
环形燃烧室是由两个与发动机同轴的套筒组成，原先火焰筒的功能则由内套筒代替完成。环形燃烧室的气流分布类似于环管燃烧室，一股气流进入内套筒参与燃烧，另一股气流则进入内外套筒之间的空腔，然后再分期分批进入内套筒，同样起到补充燃烧并控制燃烧区域长度和燃烧室出口温度场的作用。环形燃烧室不像环管燃烧室那样由多个火焰筒组成，而是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管燃烧室均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也比环管燃烧室少一些。另外，由于其暴露在高温燃气中的面积较小，在冷却和隔热方面也比环管燃烧室有优势，而且，进入的空气可以更多地参加燃烧和搀混，从而大大提高了燃烧效率和涡轮前温度，使发动机推力得到提高。
虽然与环管燃烧室相比，环形燃烧室也存在着一些不足，但是这些不足不是性能上的而是制造工艺上的。随着科技的进步，环形燃烧室的机械强度和调试问题如今都已得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点，在20世纪80年代之后研发的新型航空涡轮发动机采用的几乎都是环形燃烧室，“昆仑”发动机上就采用了环形燃烧室的技术。



涡轮

经过了这么多“热身”，高温高压气流终于可以大显身手，进入涡轮做功了。不过，在“工作”之前。先要排好队——在燃烧室中产生的高温高压燃气首先要经过一道燃气导向叶片，高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流并通过在收敛管道中将部分压力能转化为动能而加速，最后被赋予一定的角度以更有效地冲击涡轮叶片。


从“航空涡轮发动机”这个称呼上，就可以看出涡轮在发动机里的重要性。涡轮实际上是一个“风车”，在燃烧室来流的冲击下转动。涡轮的作用就是将一部分高温高压燃气的能量通过传动轴传递给前面的压气机，使其能够正常工作。在涡扇/涡桨发动机中，涡轮还要驱动风扇和螺旋桨叶片。涡轮是航空涡轮发动机三大核心部件中的“苦力”，它“干的活最重”、“自身压力最大”而且“工作环境最差”。说它“干的活最重”，是指每级涡轮要发出很大的功率，在现代航空涡轮发动机上，通常只有不超过三级的涡轮，可是就这么几级的涡轮却要发出上万匹马力的功率；“自身压力最大”是说涡轮叶片在高速旋转时由于其本身的重量，会受到相当大的离心力，大到涡轮全速旋转时其离心力相当于在每个叶片上吊挂了一辆5吨卡车；说它“工作环境最差”则是指，涡轮的工作条件可以用“高温”、“高压”、“高速”三个“高”来形容。现代航空涡轮发动机的涡轮进口温度最高达到1800K甚至2000K（约1727摄氏度，超过大多数金属材料的熔点）；涡轮进口气压高达几十个大气压；在涡轮叶片边缘的气流速度通常可以接近甚至超过音速，只有这样的气流冲击到涡轮上，才能使涡轮发出足够大的功率。换句话说，能在“三高”条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。对于气流而言，温度、速度和压力使密切相关的三个参量，于是，“三高”要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口温度上面了，而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。矛盾恰好也在这里，涡轮进口温度提高使发动机性能得到改善，但与此同时，涡轮开始叫苦不迭了。


如何提高涡轮的耐热性能呢？有这样几个办法。


第一，强制冷却。发动机设计人员在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，这就是“空心气冷叶片”。最早的涡扇发动机——英国罗·罗公司的“康维”发动机就使用了空心气冷叶片。除了在燃烧室中使用的气膜冷却之外，在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。对流冷却就是在空心叶片中不停地有冷却气流流动，以带走叶片上的热量。空气冲击冷却（也叫气膜冷却）实际上是一种被加强的对流冷却，即用一股或多股高速冷却气流强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却气膜。但是开在叶片前缘的冷却气流孔隙会使叶片更加难以制造，而且这些孔隙还会导致应力集中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气膜冷却要比对流冷却的效果好的多，所以人们还是不惜代价地在叶片上采用气膜冷却。


从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学合理的冷却方法，可能要比开发更先进的耐高温合金更实际一些。因为采用空心冷却技术要比开发新合金投资少、见效快。现在涡轮进口温度的提升其一半的功劳要归功于冷却技术的提高。由于采用冷却技术，目前各涡轮叶片实际所承受的温度要比涡轮进口温度低200～350摄氏度，所以说叶片冷却技术对提高涡轮工作温度功不可没。


第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片。一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热性能更好的陶瓷等材料制造涡轮叶片。可是如果没有深厚的科学基础作保证，高性能的涡轮材料研制也就无从谈起。当今有实力研制高性能涡轮的国家都把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和生产工艺当作最高机密，也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。


普通的碳钢在800～900℃时强度就大大降低了。但是在其中加入其它一些金属成分，尤其是镍、铬、钨等，制成耐热合金，耐高温水平就可以不断提高。我国在五十年代刚开始研制航空涡轮发动机时的耐热合金的最高水平是800℃，在做了大量研究试验工作后提高到了900℃。后来几十年，经过大量试验、研究，差不多每年都能提高二三十度，现在大约是1200～1300℃，相当于1473～1573K，加上耐热涂层、气动冷却和精密铸造的应用，我国先进航空涡轮发动机的涡轮前温度可以达到1800～1900K,达到了世界先进水平。


第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。早在航空涡轮发动机诞生之初，人们就在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在JT3D涡扇发动机的涡轮叶片上，普·惠公司就用渗透扩散法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条渗碳工艺有点类似。经过渗透扩散铝、硅的JT3D一级涡轮叶片其理论工作寿命高达15900小时。


精密铸造技术也是推动涡轮叶片技术进步的重要手段。比如说单晶体叶片，就是通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷，比之传统工艺的叶片，其高温强度提高8倍以上。技术难度稍低而性能与单晶叶片接近的是定向凝固叶片，“昆仑”发动机上就采用了先进的复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片。该叶片要求一次成型合格，不需要再加工，而且要求厚度非常均匀。这项技术具有世界先进水平，被称为现代航空涡轮发动机技术“皇冠上的一颗明珠”，而这颗明珠如今已被中国科研人员牢牢摘得。


要生产出符合要求的先进涡轮叶片，需要许多基础工业技术如材料、冶金、机械加工、工艺和检测等的全面进步。有人甚至说，像中国这样的大国，集中人力物力可以在短时间内搞出“两弹一星”，但是由于基础工业的薄弱，很难在短时间内研制出一种能批量生产的先进航空涡轮发动机。因此，“昆仑”的研制成功的确反映了我国以基础工业为代表的综合国力的全面提高。


加力燃烧室


加力燃烧室是军用航空涡轮发动机特有的部件。一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度（即涡轮后温度）越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，目前航空涡轮发动机的涡轮后温度只能达到1650K左右。现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让没有得到充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000K，可使发动机的推力增加至1.5倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可打开较长的时间。


加力燃烧室里最重要的部件叫做火焰稳定器。火焰稳定器究竟起什么作用呢？打个比方，如果点起一支蜡烛，风一吹它就灭了，这是因为风的气流使火焰不稳定。如果加力燃烧室里面没有火焰稳定器，在加力燃烧室里就点不着火，因为有那么高速、高温、高压的气流在那儿流动着，要点着火是非常困难的。火焰稳定器为什么能够起稳定火焰的作用呢？原因在于它是一圈带有角度的喇叭口，这组供油，气流从前边流过来，到了这个地方形成一个旋流，再喷油点火就可以燃烧起来，再喷油点火就可以烧到后面去，这样就可以使得加力燃烧室点起火来持续地燃烧。


自20世纪40年代涡轮喷气发动机面世以来，V型槽火焰稳定器一统天下。但火焰不易稳定，而且效率低，耗油率高，更可怕的是容易出现振荡燃烧，严重危及飞行安全。在世界航空史上，因航空发动机出现振荡燃烧故障而导致机毁人亡的事故并不罕见。几年来，美、苏/俄、英相继研制出了几种新型火焰稳定器，但性能上没有重大突破。中国的航空发动机专家高歌，受到沙漠中的沙丘启发，在导师、著名燃烧专家宁榥教授的指导下，研制成功了沙丘驻涡火焰稳定器。沙丘驻涡火焰稳定器使火焰燃烧的稳定范围提高了好几倍。还能降低燃油消耗，增大发动机推力，可谓一举多得。我国从1984年的涡喷－13F发动机开始一直到最新的“昆仑”上都应用了这一技术。


1984年12月1日，国家发明奖评审委员会经过严格审核，决定给高歌等研究成功的“沙丘驻涡火焰稳定器设计理论及方法”颁发国家发明一等奖。


著名科学家钱学森高度评价这一成果，认为它是一项“为中国人争气的、很有价值的重要发明，是一个很大的技术突破，是在航空发动机领域里的重大建树。”

firefox_st

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[ 本帖最后由 firefox_st 于 2007-8-6 14:19 编辑 ]

Mutha

喷管 不论是涡喷发动机还是涡扇发动机，其做功最终都得依靠喷管。喷管最基本的功能就是把发动机中高温高压燃气的内能转化为动能，产生推力。航空涡轮发动机的推力主要取决于喷管出口的排气速度，所以喷管又被称为推力喷管或者推进器，也有的文献把它叫做尾喷口。 因为喷管的通道截面积是逐渐缩小（收敛）的，所以流经气流的速度逐渐加快。对于一台发动机来说，喷口面积越小，排气速度越大，推力也越大。但是当喷口面积小到某一个量值时，由于涡轮后温度的限制，推力不再增加。因为此时喷管出口截面的气流速度已经达到音速，喷口处于临界状态，相当于自来水龙头，起到节流的作用。 从20世纪50年代中期起，战斗机上的涡轮发动机都安装了加力燃烧室。它使得气流温度骤然增加几百到上千摄氏度，发动机的容积流量因此大大增加。这样一来，出口面积固定和简单收敛的喷管就无法满足发动机的工作需要了。为了保证发动机的工作状态不变，加力工作时必须加大节流面积（50％～170％）。这样就必须把喷口出口面积设计成可调的。可调收敛喷管不仅是开加力的需要，它还带来另一个好处：能改变发动机的流量特性和起动特性。这一点对于现代多级高增压比轴流式压气机是非常重要的，因为可以借助喷口面积的改变来改善和扩大发动机的稳定工作范围，也就是喘振裕度。目前锥形收敛可调喷管的收敛一般由连杆机构操纵，也被形象地称为鱼鳞式可调喷管。 加力发动机使飞机进入了超音速时代。由于超音速飞行产生的静压作用，使得发动机排气压力增加，导致喷管的落压比（排气流在喷口截面的压力与环境压力之比）也随之增加，达到15～20，甚至更高。这时喷口的排气流是在极度欠膨胀的情况下工作的，以至于推力损失高达百分之几十！为了“回收”这部分推力，人们在主喷管的出口处加了一个外套管或者叫做引射罩，这就是引射喷管。它使发动机在原来主喷管收缩端即节流截面的后方新增加了一个引射器的出口截面。这样，主气流在离开发动机之前，又引进了一股或多股新的流量，致使总的排气量增加。而且，这种结构的喷管允许气流进一步膨胀，进一步增大了排气速度，使发动机的推力加大。 引射喷管虽然能使飞机超音速飞行时的推力增加，但是由于引射罩与主喷管之间有一个环形空间，会在低速或亚音速飞行时引起气流分离，从而造成所谓的“底阻”。这种底部阻力抵消了发动机的一部分推力，为此经过改进，收扩式喷管应运而生。它使喷管流道先缩小再扩大，允许气流在喉道处达到音速后进一步加速为超音速气流。由于它在收缩段末段截面（喉道）和扩张段出口截面（喷口）都可调，因此既具有良好的亚跨音速性能又有极佳的超音速性能。目前各国正在服役的第三代战斗机上普遍采用的就是收扩式喷管。
现代高技术条件下的战争对喷管提出了更高的要求，这就是不仅提供推力，还能借助推力改变飞机的飞行方向，于是推力矢量喷管应运而生。目前比较成熟的方案有三类：第一类是空心球铰或球关节，是在原来主喷管前加装一个球形铰，并通过它来实施推力转向。俄罗斯雅克-141的发动机和美国F-35上的F-110-GE-129发动机采用的都是这类方案，由于可以使推力发生90°以上的变化，故该方案适用于垂直起降飞机。第二类是空间复式连杆机构，是在轴对称喷管的扩张段借助一个名叫转向环的零件实施转向。典型例子有俄罗斯苏-37的AL-31-FU发动机，它可以使飞机不依赖气动控制面而在三个方向上进行机动，故也称为三元喷管。第三类是以美国F-22的F119为代表的二元喷管，不仅具有仅次于三元喷管的良好机动性，还使飞机具有隐身能力和超音速巡航能力，在技术上也比三元喷管简单。 发动机推力主要是高温、高压、高速气体排出喷管而产生的反作用力，排气温度高达2000K以上，流速能达到甚至超过音速。在这样的高温、高压、高速气流冲刷下，要求喷管转动灵活，没有卡涩，密封性好，不漏气（否则热气流就会烧蚀飞机尾部），还要减轻重量并能精确控制截面积、形状和角度，所以，推力矢量喷管的研制是一个极大的技术难题。但是，装有推力矢量喷管的发动机具有以过失速能力和短距起降能力为代表的超机动能力，无论是高速还是低速甚至零速度都有良好的飞行操纵品质，是新一代战斗机的必备功能，也是现役第三代战斗机的改进方向，所以，它已经成为了各航空大国关注中的焦点。我国航空工程师目前也在从事这方面的技术研究工作。



涡喷/涡扇/涡桨 简单地说，从外形上看，就像搭积木一样，把压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件装在一根管子（术语叫做“涵道”）里面，后面再加上加力燃烧室、喷管，就是一台标准的涡轮喷气发动机，简称涡喷。在涡喷的前端加上直径较大的螺旋桨，就是涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨。将涡桨的螺旋桨外边套上一个管子（外涵道，原来的那根管子就叫内涵道），就成了涡轮风扇发动机，简称涡扇。当然，上边说的只是为了便于理解而大大简化的定义，而实际上远远没有那么简单，特别是从涡喷到涡扇的这一步。
涡喷、涡扇和涡桨的主要区别在于发动机的推力组成不同。 涡喷最简单，根据牛顿第三定律——作用力等于反作用力，涡喷发动机把燃烧后的高温高压气流以很高的速度排出喷管，相应地获得一个向前的推力。涡扇和涡桨就复杂一点了，其推力组成除了喷管排气的推力，还要加上前面风扇或螺旋桨向后吹风产生的拉力。 更详细地说起来，就不能不提到我们平常所说的“涡喷费油，涡扇次之，涡桨省油”。为什么这么说呢？如前所述，涡喷发动机的推力是由喷管排气产生的，但是排出的这股气流还有很高的速度、温度和压力。当气流喷出喷管后，其中残余的热能、动能和压力能就不能对发动机总推力有任何贡献，所以浪费了燃油，这种浪费是十分惊人的。涡喷发动机的优点在于：一方面，由于其迎风面积小，故总体阻力较小，雷达反射面积也相应减少，适合应用于主要在地面引导下遂行国土防空任务的高空高速截击机上。另一方面，随着超视距空战的发展，对战斗机高速巡航性能的重视又有所回升，而阻力较小的涡喷飞机可以较容易地实现超音速巡航。 涡扇发动机则不同。设计师们在涡扇发动机上采取了几点措施，有效地利用了排气中的残余能量。首先，在发动机前部设置风扇，利用风扇排气产生推力。这个风扇需要由后边的涡轮驱动，当燃气冲击涡轮，驱动前部风扇的时候，由于其对涡轮做功，气流的温度、速度和压力都有所下降，这就降低了排气的能量损失。其次，在军用涡扇发动机上，外涵道来流（风扇排气）在加力燃烧室与高温燃气混合，被其加热、加速、增压，混合后排气的总体温度、速度和压力进一步下降，但此时的总排气质量上升，大幅度增加了总推力。在目前，只要设计上需要，涡喷发动机能达到的技术指标，涡扇发动机几乎都能达到，由于耗油率显著降低，在航程上又具有涡喷发动机无法比拟的巨大优势，所以当今世界上的先进战斗机均采用小涵道比的大推力涡扇发动机。 涡桨发动机的经济性更好。在涡桨发动机的推力构成中，发动机排气产生的推力微乎其微，甚至不到总推力的10％，燃烧室来的燃气能量几乎全部用来驱动前部的压气机和大直径螺旋桨。于是，总体排气的温度、压力都很低，甚至同周围环境中的大气的温度压力区别不大。同涡喷、涡扇相比，排气速度也大幅下降，总排气质量进一步提高。于是，涡桨发动机最省油。但是涡桨为什么没有取代涡扇，成为主流选择呢？这是因为涡桨发动机存在难以弥补的先天缺陷：飞行速度不能太高，不可能超过音速。了解空气动力学的朋友都知道，任何飞行器在接近音速的时候会遇到一个巨大的难题——音障。当使用涡桨发动机的飞机时速达到700～900千米时，由于螺旋桨的直径较大，桨尖的线速度就会接近甚至超过音速，于是出现巨大的噪音、阻力和振动，甚至会导致发动机空中解体。音障的问题可以通过使用大后掠角桨叶的方法得到部分缓解，但无法最终解决。同时，由于涡桨发动机的巨大迎风面积，相应的阻力也十分巨大。因此，涡桨发动机目前只在对速度和机动性要求不高的运输机和轰炸机上采用。 结语 我国的陆海空机械化兵器大多都有“心脏病”，不论是飞机，坦克装甲车辆还是舰艇，动力装置都不尽如人意。武器平台受到重视了，动力装置往往容易受到忽视。再加上常规动力在国际上大多都能买到，虽然国外不会卖给我们最先进的，但是稍微落后的系统都还能用，所以不容易下自行研制的决心。搞动力比搞平台难，动力装置在高温、高压、高转数、高负荷等严酷条件下工作，外形又十分复杂，相互之间干扰大，试验花费的资金多，时间长，要建立许多特殊的实验设备。所以动力装置是资金密集、技术密集、风险密集的一个产业，搞得不好就会使企业濒临倒闭甚至破产。 航空涡轮发动机的研制是一个系统工程，涉及到为数极多的学科和专业，诸如空气动力学，流体力学，材料化学，机械加工，冶金工程，等等。它的研制需要雄厚的资金后盾，先进的基础学科研究以及大量经验教训的积累，和强大的综合国力、正确的决策导向以及国家的全力支持也是分不开的。先进的发动机作为军用飞机的强劲心脏，能使军用飞机的战斗力得到成倍增长。航空涡轮发动机工业还能产生“溢出”效应，其派生出的舰用、车用、民用燃气轮机可以成为舰艇和坦克装甲车辆的优秀动力装置，以及用于发电、热联供、地面输气加压站和核生化洗消等多个方面。因此，拥有发达而独立自主的航空涡轮发动机工业不仅是一个国家强大的体现，更是其叱咤万里长空、布国威于四方，有效遏制一切分裂图谋的坚实物质基础。

Mutha

原帖由 firefox_st 于 2007-8-6 14:14 发表
转贴一个WS10的八卦帖，未经考证：0（7）： ：0（7）：


八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设
计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的 ...

没这么抢沙发的……
我还没转完就……：0（16）：

你把三楼编辑到你的帖子里吧~
我把三楼编辑成你那个

[ 本帖最后由 Mutha 于 2007-8-6 14:18 编辑 ]

红色力量

挖!为我发贴啊!好感动,一定努力


同时谢谢各位老鸟的关心!：0（19）： ：0（19）： ：0（7）： ：0（17）：

firefox_st

转贴一个WS10的八卦帖，未经考证  


八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设
计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下
马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，
令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。
面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发
动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、
涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超
世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇 10系列发动机，采取两
条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中
国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术
来源之一。二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如
92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心
机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里
说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎
也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。

　　结构


　　涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级
,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道
比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片
，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高
能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压
机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。涡扇10A的制造工艺与 F100、AL-31F相
似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材
料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑
成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高
温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发
动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向
凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前
缘撞击加气膜“三合一“DangerCode;的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片
的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇 10的涡轮叶
片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和
第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量 100kg/sec，涡轮前温
度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的
转速分转别是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323 m/s和334
m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6 kg/s,2.85
kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所
研制的FADEC。


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


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

　　先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：


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

　　设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：


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


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


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

　　先谈一些技术指标的意义


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


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


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

　　由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：

　　推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

　　第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR =
4~6。
　　第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

　　第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，
T/W = 5.5~6.5。
　　第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR
=20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。


　　WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR
= 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷
射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 （compressor: 4 low pressure + 12
high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射
引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。


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


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


　　涡扇10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报
告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的 WJ9用来取代
Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三
级LPC可获得3.44的压缩比， AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三
级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所
与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的
TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的
推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。


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

　　燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。


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


　　单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压
涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像 F100-PW-100一
般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断
完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向
凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。


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


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

　　区别


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

　　时间


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

　　涡扇10与歼-10


　　2003年1月出版的《解放军报》有一篇题为“中国空军‘三代战机’试飞纪实
”的报道，透露了中国新型涡轮风扇发动机于去年6月试飞成功的消息，引起各方
高度重视。文章称，在国产新型战机上的试飞，在我国尚属首次，不仅技术难度
大，而且每个课目的风险也大。试飞那天，该试飞员的“坐骑”被人为安装了两
个不匹配的发动机，一台是进口的、一台是国产的。……国产新型发动机的研制
成功，不仅填补了我国发动机研制的空白，更为重要的是标志着中国的航空工业
步入了世界发达国家的行列。最近又有来自航空系统的消息：“从3月25～27日召
开的中航一集团燃气轮机工作会议上了解到，今年中航一集团发动机行业的工作
重点是以涡扇10发动机定型试飞为主线，抓好重点型号研制……”


　　如此来看，随着歼-10的逐步公开化，更为神密的涡扇10发动机也将逐步浮上
台面。其实去年以来，航空界就捷报颇传。2003年3月31日，我国首台小型涡轮风
扇发动机通过设计定型，结束了我国没有自行研制的涡扇发动机的历史。6月初，
该发动机又通过了航定委的设计审查。（摘自国际航空2003第1期） 2002年5月20日
，我国自行研制的“昆仑”新型涡喷发动机通过国家鉴定。它的研制成功使我国
成为继美、俄、英、法之后世界上第5个能够独立研制航空发动机的国。“昆仑”
发动机于2002年7月被国家军工产品定型委正式批准设计定型。（摘自国际航空2003第
1期）加上去年6月在歼11上试飞的新型发动机，高中低已全面配套。


　　从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，即小推力发动机，推力一般
在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推
力一般在11000公斤-15000公斤。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于
中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。


　　要了解涡扇10的性能，就必须了解其研制的背景、技术基础等情况。为此，
先分析涡扇10产生的背景。据信10号工程是1984年启动，估计与之配套的涡扇 10应
当也应该是启动于1984年。以中国当时的技术，要独立自主地生产一种先进的高
推重比、高推力的涡扇发动机应是相当不容易。当时中国已拥有的技术有哪些？


　　一是涡喷-15，源于苏联的米格-23飞机，当时中国以20多架歼-6飞机从埃及
换回了一架米格-23飞机，自然也掌握了其P-29-300涡喷发动机（中国编号WP-15）
，该机推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是从英国引进的斯贝SM202军
用发动机技术，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是从美国引进的
CFM-56民用发动机，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中国自行
研制的WS6G发动机，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。这几种发动机都
在10000公斤级，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做为涡扇10的核心机。这
是还要特别介绍一个CFM-56民用发动机。


　　1982年3月29日，美国《航空和空间技术周刊》刊登了发自华盛顿的一篇报道
，标题是《中国等待批准向它出口CFM-56II型涡轮风扇发动机的许可证》。文章
说：“中华人民共和国正等待批准向它出口两台CFM-56II型涡轮风扇发动机，然
后再开始核准一项计划，根据这项计划，中国可能将更换它的多达30多架的霍克
DangerCode;西德利飞机公司生产的三叉戟运输机的发动机。……国防部官员对可
能向中国出售CFM-56II型涡轮风扇发动机表示关切，因为这种商用发动机的核心
技术，同罗克韦尔国际公司制造的B-1B轰炸机所采用的通用电气公司生产的F-101-GE-102发
动机是相同的。正是由于可能进行这种技术转让，以及中国人可能运用逆工程技
术取得把同样技术应用到其他方面的能力，所以国防部官员建议不要批准颁发出
口许可证。”尽管有人反对，但在中美蜜月的 80年代，美国政府最终还是批准了
这项计划。


　　在上述四种基本型发动机中如何选择核心机，可以有多种方案：一是在仿制
P-29-300制成的WP-15上进行改进设计，由于是涡喷机费用应该最低，时间也最快
，但技术较为落后，估计不会采纳；二是在掌握斯贝发动机技术的基础上，结合
我国的技术，将其改型设计为12500公斤的发动机，但由于我国去年才完全掌握斯
贝的制造技术，肯定轮不到斯贝做涡扇10的核心机。三是我国自行研制的WS-6，
由于该机80年代中期就下马了，自然不在考虑之中。最后就剩下 CFM-56。该机全
长2430毫米，直径1828毫米，全重2005公斤，最大推力10886公斤，总压比25，涡
轮前温度1260度，推重比约 5.44，是当时一种比较先进的民用发动机（与之同时
代的军用发动机F100-PW-100（F-15和F-16的发动机）全长4851毫米，直径 1180毫
米，全重1371公斤，最大推力11340公斤，总压比25，涡轮前温度1399度，推重比
8.27）。由于其核心技术与美国F-101-GE -102军用发动机相同，最可能成为涡扇
10的核心机，该机可能有两个方案：一是仿制其核心机，在此基础上研制我们自
已的涡扇10，但由于技术差距大，风险和投资均很大，还有一个很重要的原因，
是建国以来，我国完全是走的一条仿制之路，缺乏自己全过程研制的经验，结合
“昆仑”走自己全过程研制道路的情况来看，完全仿制肯定不受有关部门的支持
。另一种就是在我国已有技术的基础上（已有研制推重比7的涡扇6的经验），借
鉴CFM-56的部分先进技术，研制自己全新的发动机。这种方案虽然有一定的风险
，但由于已有WS-6的经验，估计难度会小于完全仿制CFM-56，而且由于有一定的
技术基础，资金和时间也会少于仿制CFM-56。因此，这最可能就是涡扇10的技术
来源吧。


　　对涡扇10的评价，综合WS-6G和CFM-56的技术和该试飞员的“坐骑”被人为安
装了两个不匹配的发动机的情况来分析，涡扇10的推力应大于AL- 31F的12500公
斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中
期的水平。估计比F-16、F-15早期型的 F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功
到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会
研制出性能更好的涡扇10 -II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右
，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。

　　结束语


　　歼十定型后的发动机乃是涡扇10A，不是什么AL—31F，所谓进口AL—31FN之
说，是为沈飞歼11生产之用。歼十装备涡扇10A后，无论空战推重比、载弹量还是
飞机的机动性、灵活性方面，其综合飞行性能要大大高于装备AL—31F的歼十。今
后，国产歼11也要装备涡扇10A，涡扇10A将成为我国歼十、歼11的标准发动机。
涡扇10A经过严酷苛刻的国军标试验，其性能、寿命、可靠性要远远高于俄制标准
的AL—31F，606所再彷制AL— 31F已没什么意义。606所对涡扇10A的评价，涡扇
10A的研制成功将使中国航空动力事业达到发达国家的八十年代中期水平，在中国
航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义。

红色力量

那么但引擎和双引擎有什么区别呐?

Mutha

原帖由 红色力量 于 2007-8-6 14:55 发表
那么但引擎和双引擎有什么区别呐?

呼唤学飞行器设计的哥们……
老千是搞动力的~
443呢？

blood-boold

看完再抢！不知道能抢到个什么~~~~~~~

红色力量

说实话!我是学机械设计的!还没毕业,属于轻工业,不过现在学的东西基本和重工一样了 !

aceforever

204好贴，言简意赅，建议加精！（不过WS10的那段有点WW，以前看过的）

另外，单发和双发的区别？就发动机本身没有任何区别，就飞机而言存在一个可靠性问题，对于飞发一体化而言存在一个与进排气系统相互匹配和避开干扰的问题~~~

[ 本帖最后由 aceforever 于 2007-8-6 19:59 编辑 ]

aceforever

原帖由 Mutha 于 2007-8-6 14:58 发表

呼唤学飞行器设计的哥们……
老千是搞动力的~
443呢？

443是学计算机和通信的，另外，李中华是我的学长哦，他当时的同学有留校的现在是教授，搞发动机总体的，是我本科的导师~~

[ 本帖最后由 aceforever 于 2007-8-6 19:58 编辑 ]

aceforever

突然想起一个问题，上发动机构造和发动机原理的第一堂课时，老师给我们提的第一个问题居然都是：
“涡喷发动机产生推力的部件主要是哪一个？”当时班里竟然有一班人没答上来，把偶老师气晕鸟：0（6）：

这里的鸟儿们还能一下说中么，呵呵

[ 本帖最后由 aceforever 于 2007-8-7 01:29 编辑 ]

Mutha

喷口？
应该说喷管准确些