第一篇：國外典型的軍用航空發動機技術發展計劃

國外典型的軍用航空發動機技術發展計劃

航空發動機的發展技術難度大、周期長、費用高、風險大，市場競爭非常激烈，目前國外能獨立研制先進軍用航空發動機的國家只有美國、英國、法國和俄羅斯等少數幾個國家。這些國家長期以來始終高度重視航空發動機技術的研究和發展，投入大量資金，通過連續不斷地實施先進航空發動機技術的研究與驗證計劃，為其占據當今世界航空發動機領域的領先地位奠定了堅實的基礎。美國綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）計劃、歐洲先進核心軍用發動機（ACME）計劃和美國多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）計劃是國外軍用航空發動機技術計劃的典型代表。綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）計劃

IHPTET計劃是美國從1987年開始實施的一項范圍廣泛的國家級航空發動機技術發展與驗證計劃，目標是到2005年使航空推進系統能力翻一番，即發動機的推重比（功重比）增加100%~120%，耗油率下降30%~40%，生產和維護成本降低35%~60%。參與該計劃的包括美國國防預研局（DARPA）、陸軍、海軍、空軍、NASA和七家航空發動機公司。

IHPTET計劃發展的技術包括渦噴/渦扇發動機、渦槳/渦軸發動機和短壽命的發動機，該計劃分個三階段（見表1）進行，總經費投入為50億美元，每年平均3億多美元。

IHPTET計劃第一階段驗證的技術包括小展弦比后掠風扇、阻燃鈦合金壓氣機材料、雙合金壓氣機盤、刷式密封、陶瓷復合材料的燃燒室火焰筒浮壁、“超冷”渦輪葉片和球形收斂調節片尾噴管（SCFN）。第二階段驗證的技術包括壓氣機整體葉環結構、“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。第三階段驗證的技術包括分隔式葉片風扇、高壓比壓氣機（4級達到F100發動機10級的壓比）、駐渦火焰穩定燃燒室、燃燒室主動溫度控制、陶瓷基復合材料火焰筒、碳-碳復合材料渦輪、陶瓷材料渦輪、磁浮軸承、氣膜軸承、骨架式結構、內裝式整體起動發電機、模型基分布式控制系統、非穩態計算流體力學（CFD）仿真技術和射流控制矢量噴管等。

目前，該計劃已經順利結束并獲得了很大成功（見表2），該計劃所發展的技術很多已經用于現有軍民用發動機的改進改型和新型號發展中，使現有航空推進系統的性能達到了更高水平。軍用發動機F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110應用了該計劃驗證的寬弦風扇整體葉盤、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的全權限數字式發動機控制系統（FADEC）技術。民用發動機GE90、PW4084、CFM56-

7、AE3007和FJ44采用了該計劃驗證的雙頭部燃燒室、浮壁燃燒室、氣膜冷卻火焰筒、“鑄冷”單晶渦輪葉片、復合材料風扇葉片、隔熱涂層、先進的FADEC、空心彎掠風扇葉片、可磨蝕渦輪葉尖和無螺栓固定等技術。多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）計劃

為保持在21世紀的領先優勢，美國從1999年開始實施IHPTET的后繼計劃--多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）計劃，目標是為未來轟炸機、無人作戰飛機、先進隱身作戰飛機、先進運輸機、低成本空間飛行器和垂直/短距起降（V/STOL）飛機提供多種收益，包括增加航程，減小保障規模，提高戰備完好率，降低噪聲、排放和可探測性（隱身），以及提供高速續航力。技術目標是到2017年驗證使發動機的能力/成本比是F119的十倍的技術。

VAATE計劃的參研單位包括美國陸軍、空軍、海軍、DARPA、NASA和六家飛機發動機公司（通用電氣、霍尼韋爾、普惠、羅羅、威廉斯和特里達因大陸發動機公司），三家飛機機體制造商（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部門在渦輪發動機技術領域的研究和發展資源來達到一個共同的目標。VAATE計劃同樣有相對穩定的投資，并規定了新技術發展和驗證的時間進度。但是，IHPTET計劃的重點在于發動機本身的能力，而VAATE計劃的重點在于整個飛行器推進系統的性能，包括進氣道、排氣系統、第二動力系統和燃油系統，以及它們與飛機機體的一體化，并且將經濟可承受性作為一個重要指標。與IHPTET計劃一樣，VAATE計劃也是一項分三階段實施的國家級渦輪發動機技術發展計劃。

VAATE計劃將發展從小型一次性使用的渦噴發動機、直升機用渦軸發動機到大型渦扇發動機等一系列的驗證機。預計，VAATE計劃所需經費與IHPTET計劃相當，年均大約3億美元。

VAATE計劃發展的技術包括綜合的熱管理系統、流量可控的先進進氣道、多用途大流量壓氣機、緊湊高效的低污染燃燒室、綜合的健康管理系統、模型基非線性適應性控制系統、輕重量抗畸變風扇、長效全壽命渦輪、先進的燃油添加劑/熱穩定高熱沉燃料、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等。目前，VAATE計劃正在下述六種“改變游戲規則”的發動機驗證平臺上驗證這些技術：

（1）高效小尺寸推進（ESSP）：可使未來長航時無人機和巡航導彈的燃油效率提高35%~40%，同時減少生產成本。

（2）小型重油發動機（SHFE）：使未來無人飛機和有人飛機的航程、載荷和耐久性更好，該計劃是由美國陸軍領導的，在用于直升機和無人機的520kW渦軸發動機上驗證燃油消耗和成本減少的技術。

（3）高速渦輪發動機驗證機（HiSTED）：將為多種武器發射平臺提供范圍寬廣的、低成本的、速度M4以上的推進能力。使到達目標的時間減少80%，可靈活地執行超聲速巡航/亞聲速待機任務。

（4）結構緊湊的高效直接升力發動機（CEEDLE）：可滿足未來大型運輸機對遠程、高亞聲速巡航和短距起飛（垂直）降落能力的要求。該發動機可省去目前升力風扇發動機的軸和離合器等部件，使任務半徑增加2~4倍。

（5）高效嵌入式渦輪發動機（HEETE）：將發展一種推力為8900~15575daN的在飛機上嵌入安裝的發動機，可滿足中高空情報、監視和偵察平臺的需求，使燃油效率提高25%、發動機推重比提高60%、待機時間增加2倍，功率提取達到400kW。將研究空氣密封技術、主動間隙控制技術、對冷卻空氣進行冷卻的結構緊湊的輕重量熱交換器等。

（6）自適應循環發動機（ACE）：可根據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，將滿足遠程轟炸機的動力需求，這種飛機可不加力以M2.4的速度飛越很長距離，迅速到達目標，然后轉變為節省燃油的待機模式工作，持續飛行數小時。先進核心軍用發動機（ACME）/軍用發動機技術（AMET）計劃

先進核心軍用發動機（ACME）計劃始于20世紀70年代，是英國一個長期的軍用航空發動機技術綜合驗證計劃，計劃發起方為英國國防部、皇家飛機設計院和國家燃氣渦輪研究院，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、規模最大的一個軍用發動機技術發展計劃。

ACME計劃的總目標是提供未來先進戰斗機發動機所需技術，盡管該計劃的目標并不是研制一種發動機，但有如下技術目標：推力達到8896~11120daN，推重比達到10和12，總壓氣機級數減少到6~7級，總增壓比達到24左右。ACME計劃主要發展推力矢量系統、雙轉子和三轉子加力渦扇發動機技術。該計劃發展的內容包括新的陶瓷材料、合金材料和冷卻技術的研究，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完成，所發展的技術已實際應用于RB199、“鷂”Ⅱ及AV-8B垂直/短距起降飛機用“飛馬”發動機和歐洲戰斗機“臺風”用EJ200發動機的發展。最近，羅羅公司又將ACME技術轉移到其先進的民用核心機驗證機計劃中，并且這些技術也有可能用于羅·羅公司目前正在進行的RB411發動機的設計。今后，ACME技術還可能用于F110、RB419、羅羅公司的大涵道比風扇發動機、羅羅公司的前后串列風扇項目、遠距加力升力系統、遠距非加力升力系統以及先進軍用發動機技術(AMET)計劃。

ACME計劃第二階段正在進行中，目標是發動機的重量降低50%，推重比達到20，耗油率降低30%，制造成本降低30%，壽命期成本降低25%。這一階段的驗證機將于2011年前首次試車。

AMET計劃是一項英法雙邊合作計劃，該計劃全面吸收了ACME計劃所取得的成果。該計劃從1995年開始實施，目標是研制一種推重比15的發動機，最后達到推重比18的目標。目前，兩公司正在研究將金屬基復合材料用于高推重比發動機的高壓壓氣機上，另外，也在研究改進的鎳基單晶材料、發展更先進的葉片涂層和改進冷卻使高壓渦輪進口溫度可達到1827℃（2100K）。

第二篇：航空發動機技術及國內外現役軍用發動機資料

航空發動機技術及國內外現役軍用先進發動機資料

本資料僅限于本校航空發動機專業學生參考之用

航空發動機技術及國內外現役軍用先進發動機資料

名詞解析

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

2）空氣流量：單位時間里流過的空氣質量，單位是：公斤/秒。

3）單位耗油率：產生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量，即公斤/牛頓2時（kg/N2h）、公斤/十牛頓2時（kg/daN2h）、公斤/千牛頓2時（kg/kN2h）、公斤/公斤力2時（kg/kg2h）。

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

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

關于全權限數字電子控制（FADEC）技術

關鍵詞: 全權限數字電子控制 自動控制系統 航空發動機

隨著飛機、發動機的發展，發動機控制領域的研究成果層出不窮。

其中，飛機推進系統控制一體化技術、全權限數字電子控制（FADEC）技術等無疑都代表著當前發動機控制技術的先進水平。由于FADEC有著眾多的優點和發展潛力，許多國家都在研制。并且隨著新技術、新材料的應用，可靠性問題已得以解決，同時，成本也在不斷降低。

一、發動機先進控制概念

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

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

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

二、FADEC

1.FADEC概況

FADEC利用數字式電子控制系統的極限能力來完成系統所規定的全部任務，是高性能飛機發動機以及一體化控制必然采取的控制形式，是該領域的發展方向和研制重點。

FADEC系統包括燃油泵系統，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，專用電源發電機以及電子控制器等完整的控制系統。2.FADEC的優點

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

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

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

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

（5）易于實現發動機狀態監控，易于實現與飛機控制的一體化。3.FADEC的最新研究進展

目前的發動機控制系統是集中式余度FADEC，所有的控制規律處理和計算、余度管理以及輸入/輸出信號的濾波和處理都經由FADEC進行，控制系統中最重的是引線和接頭。未來的FADEC將采用分布式控制系統，與集中式FADEC相比，引線數、接頭數和重量分別由2214kg、112kg和134kg減少到320kg、80kg和50kg。在分布式控制系統中，靈巧裝置通過一條余度的高速數字數據總線和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，可以執行所要求的當地功能。為使溫升和功耗最小，還將采用變速和變流量泵。

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

分布式控制系統的關鍵技術有：分布式控制系統的總體結構和運行模式；余度多路傳輸光纖總線；多余度數字處理機和并行處理技術；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；發動機狀態監視和管理系統。

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

補償環境條件（如溫度）的影響；信號調制和轉換；故障診斷、超限檢查和自檢，對FADEC工作狀態提出建議；對作動器進行閉環控制；提供與FADEC的簡單通信和接口。靈巧光學“火焰”傳感器，事實上可以應用在任何具有加力或低NOx 燃燒室的發動機上。該技術可使傳感器更小、更輕，在高溫范圍內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境下工作，并且不能用燃油來冷卻，因此，需要發展高溫電子裝置。目前，常規的電子裝置的耐溫能力125℃，通過應用砷化鎵材料，并采用集成注射邏輯(I2L)電路設計技術，可使集成電路的工作環境溫度達到300℃。I2L是一種雙極構型的大規模集成邏輯電路，由于這種設計的晶體管體積較小，從而可以減小漏電。漏電隨溫度按指數上升，并且會引起許多系統、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和漫射障板。利用黃金可以把電阻接觸點的耐溫能力擴大到600℃。

（3）數據總線--發動機局域網（EAN）。EAN是連接靈巧裝置和FADEC的通信網和電網。在EAN內，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線，用以在FADEC和靈巧裝置之間傳遞數字數據，還有一對加屏蔽的盤繞導線，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噪聲對數據網的干擾，就需要改變電源頻率和波形。若使用光導通信總線和光學接口，則大大消除這種電子干擾，進一步減輕重量。

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

三、結束語

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

中國渦扇發動機資料：

渦扇6(WS6)渦扇發動機

牌

號 渦扇6 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 中國

廠

商 沈陽航空發動機研究所/沈陽黎明發動機制造公司 生產現狀 完成飛行前規定試車后，停止研制 裝機對象 渦扇6 殲擊機

渦扇6G 殲擊機

渦扇6甲 運9運輸機（已下馬的大型軍用運輸機，并非是運8改進運9）研制情況

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

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

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

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

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

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

進 氣 口 軸向，環形，無進口導流葉片。進氣錐固定在風扇轉子上，與轉子一起旋轉。風

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

中介機匣 位于風扇與壓氣機之間，是發動機主要承力件之一。由內外殼體、分流環和8根支板等組成。由分流環隔為內、外涵兩股氣流通道。中介機匣內涵流道的出口處安裝有壓氣機可調的進口導流葉片。可調導流葉片的操縱機構和中央傳動齒輪機匣固定在中介機匣內腔。中介機匣的左右兩側固定著發動機的主安裝結，其下方固定著發動機附件傳動機匣，附件由高壓轉子傳動。中介機匣由TC4鈦合金經鑄造、焊接而成。

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

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

尾噴管

簡單收斂式。有24個調節片，由6個機械同步液壓作動筒操縱。

控制系統 電氣機械液壓式。機械液壓式燃油自動控制系統。主要包括：主泵F33為高壓齒輪泵；主控制器F14，按組合參數[Wf/N2/P2=f(πc)]調節供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器F13A，按準相似供油規律調節供油，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律[P6=P3*f(πc)]控制噴口面積；壓氣機控制器F12C，按壓氣機換算轉速控制壓氣機進口導流葉片角度和放氣環的開關；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均為沈陽航空發動機研究所研制的。

滑油系統 為封閉式反向循環系統(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 使用KJ-40A空氣渦輪起動機完成地面起動。

點火系統 主燃燒室和加力燃燒室各采用兩套高能點火裝置和電嘴，直接點火。

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

最大加力推力(daN)

WS6

12220

WS6G

13830 中間推力(daN)

WS6

7130

WS6G

8385

WS6甲

10169 加力耗油率[kg/(daN?h)]

WS6

2.3045

WS6G

2.338 中間耗油率[kg/(daN?h)]

WS6

0.6342

WS6G

0.7850

WS6甲

0.6000 推重比

WS6

5.93

WS6G

7.05

WS6甲

4.69 空氣流量(kg/s)

WS6

155.0

WS6G

151.2

WS6甲

274.5 涵道比

WS6

1.0

WS6G

0.633

WS6甲

1.74 總增壓比

WS6

14.60

WS6G

17.50

WS6甲

19.72

渦輪進口溫度(℃)

WS6

1077

WS6G

1207

WS6甲

1107 最大直徑(mm)

WS6

1370

WS6G

1370

WS6甲

1460 長度(mm)

WS6

5645

WS6G

4654

WS6甲

3080 質量(kg)

WS6

2100

WS6G

2000

WS6甲

2210

渦扇9(WS9)渦輪風扇發動機 牌

號 渦扇9 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 中國

廠

商 西安航空發動機公司

生產現狀 用英國毛料試制成功，現進行部分國產化生產 裝機對象 殲轟-7 研制情況

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

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

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

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

目前進行的斯貝發動機部分國產化工程，除了實現發動機大修所需備件的國產化，也為

進一步實現整機國產化奠定了基礎。完成部分國產化工程后，將繼續向整機國產化目標努力。

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

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

風扇 5級軸流式，風扇增壓比為2.77。轉子100%轉速為9115r/min。A/FLS鋁合金鍛造機匣水平對開，第1～5級靜子葉片均為A/FLS精鍛鋁合金。風扇轉子為鼓盤式結構，第1和第5級轉子葉片為T/AV鈦合金，葉身帶阻尼凸臺，葉根以燕尾形榫頭與盤聯接。第2～4級轉子葉片為A/FLS鍛造鋁合金，葉根用銷釘與盤聯接。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，為發夾形結構，后軸用3%鉻鉬鋼S/HBH制成。壓氣機 12級軸流式，增壓比為7.24。轉子100%轉速為12640r/min。不銹鋼S/SJ2鍛制機匣沿垂直面對開，第1～12級靜子葉片均用不銹鋼制成(進口導流葉片和第1～11級為S/SNV，第12級為S/SJ2)。高壓進口導流葉片可調。高壓壓氣機轉子為鼓盤式結構，第1～8級轉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，采用銷釘與盤聯接，第2～12級葉片均采用燕尾形榫頭與盤聯接。

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

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

高壓渦輪 2級軸流式。第1、2級導向器葉片和第1級轉子葉片均為空心氣冷式結構，轉子葉片均帶葉冠，用樅樹形榫頭與盤聯接。第1級導葉材料為鈷基高溫合金HS31，第2級導葉為鎳基高溫合金C1023，第1、第2級轉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構。低壓渦輪 2級軸流式。第1級導葉材料為鎳基高溫合金C1023、第2級導葉為C130鎳基合金，均用無余量精鑄而成。第1級轉子葉片材料為鎳基合金N105，第2級轉子葉片為鎳基合金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構。

加力燃燒室 在加力燃燒室前設有排氣混合器，以均勻摻混內外涵氣流。加力擴散段內裝有5塊整流支板、3圈蒸發式火焰穩定器和3圈燃油總管，并裝有催化點火器。加力筒體內設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。由可調式主噴口、引射噴管和作動環組成。噴口無級調節。控制系統 以機械液壓式為主，輔以部分電調。可控制高壓和低壓轉速、高壓壓氣機出口壓力和溫度以及渦輪后的排氣溫度。使用加力時，壓比調節器和噴口滑油(液壓)系統自動調節噴口面積。

燃油系統 使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系統中，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，使用的燃油流量調節器為RT-18。加力燃油系統中，使用RQB-1加力燃油流量調節器和RT-19加力點火燃油控制器。

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

主滑油泵為6級(1級增壓，5級回油)齒輪式；低壓壓氣機前軸承設有單獨的供、回油泵；傳動飛機附件的輔助齒輪箱內也設置一個回油泵；發動機滑油箱容量為5.7L。滑油系統中設置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 使用DQ-23燃氣渦輪起動機，起動機輸出軸與發動機的傳動比為1.0454。點火系統 使用DHQ-13高能點火裝置，2個高能點火電嘴BDZ-8A裝在4號和8號火焰筒內，點火能量為2.5J。

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

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

支承系統 發動機支承在7個軸承上。低壓轉子采取1-2-1支承形式，高壓轉子采取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。發動機采用內、外混合傳力。發動機借助2個主安裝節和1個輔助安裝節固定在飛機上，主安裝節位于發動機中介機匣水平兩側，輔助安裝節位于排氣混合器機匣過渡段后安裝環外。

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 最大連續推力(daN)(不接通附面層控制放氣)

4602 最大加力耗油率[kg/(daN?h)]

2.04 最大不加力耗油率[kg/(daN?h)]

0.693 推重比

5.05 空氣流量(kg/s)

89.4～96.2 涵道比

0.62 總增壓比

20.0 渦輪進口溫度(℃)

1167 最大直徑(mm)

1093 長度(mm)(噴口全開時)

5205

(噴口面積最小時)

5061 質量(kg)(不包括飛機附件)

1842

渦扇10發動機的真實資料已被剔除，避免泄密！

這里僅列出網上流傳的有關渦扇10發動機和其它正在研發中的渦扇發動機資料：

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

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

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

設計高性能渦輪扇噴射引擎必須要注重以下三大問題：

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

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

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

先談一些技術指標的意義

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

2、總壓縮比（TPR）= 壓氣機后出口壓力 / 壓氣機前進口壓力。高總壓縮比使壓氣機和進氣裝置的調節成為必要，且越來越復雜。高總壓縮比也使渦扇引擎的壓氣機穩定性裕度面臨極大考驗，壓力越大越容易造成失速。所以遠程轟炸機或民航機因為不須作激烈的機動，不需極復雜的調節裝置，可由提高TPR，來降低燃油耗油率，增加航程。但對于戰斗機，提高TPR必須有節制。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來達到所需的壓縮比。

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

由于軍用引擎設計參數不容易取得，但通過幾個特徵約可一窺全貌：

推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

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

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

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

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

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

19、BPR = 0.62、T/W ~7。可見WS-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）。從設計指標看來，WS-6G比WS-9先進。與西方第四代渦扇噴射引擎相比，WS-6G設計之主要差距，表現在壓縮機效率與渦輪葉片合金的性能。

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

發動機的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發動機高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR為0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到強化，BPR變成0.33，總壓比達到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛機持續轉彎率來說，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，非升力產生的阻力）與低誘導組力（因升力產生的阻力）。因為發動機推力與高度、速度有關，飛機能否飛出大過載，實際上受限于發動機的高空高速性能，這在超音速機動中尤其重要。

渦扇10性能如何？對其設計可說一無所知。但燃氣渦輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機，應指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渦槳發動機，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準計算，三級LPC可獲得3.44的壓縮比，AL-31F四級LPC獲得3.6（級壓縮比1.377），印度GTX-35VS三級LPC為3.2（級壓縮比1.474）。各位認為合理嗎？葉片的三維黏流體設計，631所與西北工業大學研究水準不差。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）。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。至于級數。

渦扇10裝有無錫航空發動機研究所研制的FADEC，AL-31F為機械液壓系統，F100-PW-129裝有FADEC。

燃燒器確定是短環噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。

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

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪與單級低壓渦輪就足以產生足夠的效率，推動壓氣機的運轉。而不需要像F100-PW-100一般，用二級高低渦輪。F100的后續系列因受限于基本設計，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，后續發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。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應該沒問題，與AL-31F比，因為渦扇10有比AL-31F更有效的壓縮機，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統也比較先進。總之，渦扇10的壓縮機用多少級來產生多少的總壓比是判斷性能的關鍵。區別

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

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

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

（一）目前

①WS10：用于殲

10、殲11后期動力。WS10的研制始于1986年，當時是考慮為殲10配套的，10A是WS10的核心機。1980年代從某國引進2臺某民用發動機，我國在某國核心機基礎上對核心機進行了改進。1992年10月驗證機在086號飛行臺上開始試飛，1997年開始型號研制(飛行前試驗階段)，2000年10月624所高空臺具有了大推力發動機的試驗能力，隨后開始型號的高空臺試驗，型號裝機首飛是在2001年7月，2002年6月裝一臺WS10的殲11取得階段性成果，2002-2003年間型號開始裝殲10，2003年12月裝兩臺WS10的殲11A首飛。WS10于2004年9月開始批量生產，2005年底定型。WS10有單發和雙發兩種型號，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為其單發型，其具體試飛日期不詳,不過我們可以從中航一集團網站對WP13B2的報道中可以推斷出大概，1991年正式開始整機研制，1999年該型發動機被列為國家重點型號工程，2002年6月16日開始進行全壽命考核長期試車(而WP13B是在96年4月進行的150小時長期試車，03年定型)，估計要到2007年左右定型,其發展型值得期待。③WS9：用于“飛豹”殲轟機。英國R&R 公司許可生產的Spey MK 202 發動機，R&R 公司已經向漢和總編輯PKF證實他們正在幫助中國改良Spey MK202，“斯貝”的改良工作已順利完成。

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

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

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

⑥WS13泰山：用于FC－1“梟龍“、FBC－1”飛豹“后期動力。WS13是在RD33的基礎上結合推比八的中推的技術而研制的，長4.14米，最大外直徑1.02米交付使用質量1135千克，發動機加力推力86.37千克, 加力耗油率為2.02，不加力推力為56.75KN，不加力耗油率為0.73，巡航推力51.2KN，巡航耗油率0.65，進氣量80kg/s，涵道比0.57總壓比23，大修間隔810H，渦輪進氣口溫度1650K，壽命2100H，推重比7.8，2004年1月點火，預計 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權限數控系統：我國的全權限數控系統是在2002年下半年裝機首飛的，首飛所裝發動機型號估計為WP13，2003年初裝上WS10，2003年底第一套上天試飛的發動機全權限數字控制系統演示驗證通過驗收。

（二）未來

①推比九：在推重比10的發動機出現以前，我們可能要用現有發動機發展型推重比9來代替,它們分別是WS10的發展型WS10D與WS13的發展型組成。WS10D的推力估計可達到155KN以上，WS13的發展型估計可達到接近100KN（參照RD333和F414及F110和F100的發展型）②推比十：我們同時也在發展推比10的發動機，進程如下：“九五”期間度過部件驗證階段,推出三大高壓部件，“十五”期間進入核心機研制階段，其型號分別是624所的CJ2000(中推)與606所的大推，情況如下：中推CJ2000 ：用于四代戰機。“十五”期間624所的CJ2000率先進入核心機研制階段，CJ2000是以俄羅斯的P2000為參考研制的。樂觀的話預計CJ2000在2015年可定型(5年核心機，5年驗證機，5年型號)，CJ2000的基本加力推力為95KN，可擴展到120KN（參照EJ200）。可能代號為WS14。推比十的大推

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

（三）總結

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

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

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

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

2003年12月，關鍵性的FC-1動力國產化工作浮出水面。中航一集團宣稱，貴州航空發動機研究所配合FC-1的研制工作，開展了渦輪風扇發動機關鍵技術研究和新型渦輪風扇發動機設計出圖等工作，拉開了黎陽公司渦輪風扇發動機研制的序幕。根據我國渦扇發動機的發展現狀及FC-1的具體情況，毫無疑問，此處提及的渦扇發動機即RD33或其改型。據互聯網消息，傳說中貴發研制的FC-1國產化發動機WS-13（RD33的國產改進型）已經進行多時。大部分零部件可以利用RD33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的。外廓尺寸相近，引進了改良后的RD33的大部分生產工藝設備對一條WP-13生產線進行技術改造，俄方負責培訓技術人員和部分工人，培訓完一批工人連設備一起運回，安裝調試進行生產，合理安排各部件生產進度，交叉并行進行。由中俄雙方在RD33的設計基礎上，對局部結構設計進行改良。預計2004年1月點火，2005年8月定型。現已進入零件組裝階段。WS-13將命名為“天山-21”。

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

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

試車成功受到親臨現場的航天科工集團公司副總經理高紅衛、總裝備部、二炮等有關領導的高度贊揚。該發動機采用了大量的新技術、新工藝、新材料，擁有多項自主知識產權。（實際試車成功時間應為2005年的4季度）

2003年，關鍵性的FC-1動力國產化工作就已經開始。中航一集團宣稱，貴州航空發動機研究所配合FC-1的研制工作，開展了渦輪風扇發動機關鍵技術研究和新型渦輪風扇發動機設計出圖等工作，拉開了黎陽公司渦輪風扇發動機研制的序幕。根據我國渦扇發動機的發展現狀及FC-1的具體情況，毫無疑問，此處提及的渦扇發動機即RD33或其改型。FC-1國產化發動機——WS-13（RD33的國產改進型）已經進行了3年。該發動機長4.14米，最大外直徑1.02米，交付使用重量1135千克。推重比7.8，加力推力8813千克（86.37千牛），耗油率2.02千克/十牛?小時。最大狀態中間推力6710千克（56.75千牛），耗油率0.73千克/十牛?小時。巡航推力5225千克（51.2千牛），耗油率0.65公斤/十牛?小時。進氣量80千克/秒，函道比0.57，渦輪前溫度1650K，總壓比23。

大修間隔810小時，總壽命為2200小時。

WS13結構:三級軸流式寬弦實心鈦合金的風扇葉片，經兩極電化學處理的整體葉盤結構，風扇前有電腦控制的可變彎度導流葉片，擴大風扇穩定工作范圍。8級軸流式高壓壓氣機(前三級為可調導流葉片)單級低壓渦輪采用空心氣冷轉子葉片，單級高壓渦輪為單晶渦輪葉片和導向器葉片，環形燃燒室，有葉尖間隙控制的空氣熱交換器，綜合數字式全權限控制系統。齒輪箱和附件位于發動機的下方，性能先進的微型渦輪輔助動力裝置。大部分零部件可以利用RD33的，部分只需略加改良，小部分是新研制的。外廓尺寸相近，引進了改良后的RD33的大部分生產工藝設備對一條WP13生產線進行技術改造，俄方負責培訓技術人員和部分工人，培訓完一批工人連設備一起運回，安裝調試進行生產，合理安排各部件生產進度，交叉并行進行。由中俄雙方在RD33的設計基礎上，對局部結構設計進行改良。2004年已經點火，2005年8月也完成定型任務。現已進入零件組裝階段。WS-13將命名為“天山21”。

中國渦噴發動機資料

注意:渦噴發動機和渦扇發動機雖同屬噴氣發動,但是有區別的!不要弄混了渦噴和渦扇!下圖就是渦噴發動的結構圖解:

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

渦噴8渦輪噴氣發動機結構 牌

號 渦噴8 用

途 軍用渦噴發動機 類

型 渦輪噴氣發動機 國

家 中國

廠

商 西安航空發動機公司 生產現狀 生產

裝機對象 H-6和H-6J 研制情況

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

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

經一年多的混裝使用，1975年開始，全部生產800h結構的整機，稱為Ⅲ批發動機。為了穩妥起見，初期Ⅲ批發動機的首翻期壽命暫定為500h。1979年1月，根據外場使用情況，又將首翻期壽命延為600h；1983年6月，根據F23042機臺架交付延壽試車的情況和外場使用實際情況，決定1982年以后生產的Ⅲ批發動機首翻期壽命為800h。

渦噴8發動機在生產、使用之初就出現了一些可靠性、維修性方面的問題，如高溫起動和高原起動困難，壓氣機第1級轉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級導向器葉片固定螺釘斷裂頻繁等嚴重故障，曾一度使H-6飛機面臨停飛的威脅。為此，采取了一系列技術措施，基本解決了上述問題，使發動機的可靠性和維修性得到了改善。壓 氣 機 8級軸流式。進口導流葉片不可調節。轉子為鼓盤式結構。第1～6級盤用LD7制成，第1～6級轉子葉片和1～7級整流葉片用LY2制成，7～8級盤及其轉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。為防止低轉速工作時產生喘振，壓氣機第3～4級間設有自動操縱的放氣機構。

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

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

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

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

9316 額定推力(daN)

≮7502 非常推力(daN)

10297 最大耗油率[kg/(daN?h)]

≯0.988 額定耗油率[kg/(daN?h)]

≯0.927 推重比

2.94 空氣流量(kg/s)

162.0 總增壓比

6.4 渦輪進口溫度(℃)

810 最大直徑(mm)

1400 長度(mm)

5318 質量(kg)

3230

渦噴6(WP6)牌

號 渦噴6 用

途 軍用渦噴發動機 類

型 渦輪噴氣發動機 國

家 中國

廠

商 沈陽黎明發動機制造公司/成都發動機公司 生產現狀 生產

裝機對象 殲-

6、強-5 研制情況

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

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

進氣口 環形。進氣錐通過4個整流支板與前機匣相連。

壓氣機 9級軸流式。渦噴6甲加裝可調進口導流葉片。在第5和第6級之間有放氣口。第1級轉子葉片為跨音速設計。

燃燒室 環管式。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級導向器葉片氣冷，其余葉片均不冷卻。

加力燃燒室 由擴壓器、V型火焰穩定器、預燃室、燃油總管和直流噴油桿組成。尾噴管 簡單收斂式。噴口面積有三個調節位置。

控制系統 電氣機械液壓聯合控制。最大推力(daN)

渦噴6 3187

渦噴6甲 3677 中間推力(daN)

渦噴6

2549

渦噴6甲

2942 加力耗油率[kg/(daN?h)]

1.63 中間耗油率[kg/(daN?h)]

渦噴6

0.99

渦噴6甲

1.00 推重比

渦噴6

4.59

渦噴6甲

5.17 空氣流量(kg/s)

渦噴6

43.3

渦噴6甲

46.2 總增壓比

渦噴6

7.14

渦噴6甲

7.44 渦輪進口溫度(℃)

渦噴6

870

渦噴6甲

920 直徑(mm)

渦噴6甲

668.6(燃燒室處)寬度(mm)

渦噴6

950(燃油滑油附件注油口主放油開關處)長度(mm)

渦噴6

5420

渦噴6甲

5483 質量(kg)

渦噴6

708.1(不包括起動發電機和燃油增壓泵)

渦噴6甲

725

渦噴7系列(WP7 Series)渦噴7甲渦輪噴氣發動機結構

牌

號 渦噴7系列

用

途 軍用渦噴發動機

類

型 渦輪噴氣發動機

國

家 中國

廠

商 貴州黎陽航空發動機公司/沈陽黎明發動機制造公司

生產現狀 生產

裝機對象 渦噴7

殲-7

渦噴7甲

殲-8 白天型

渦噴7乙

殲-7Ⅱ

渦噴7乙B和渦噴7乙Ⅲ 殲-7ⅡH、殲-7L和殲-7出口型 研制情況

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

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

為滿足殲-7改型的需要，1965年由沈陽航空發動機研究所和黎明機械公司聯合在渦噴7甲的基礎上改型發展渦噴7乙。該型別01批的性能與渦噴7甲相同。1969年轉至黎陽公司和貴州航空工業集團第二設計所繼續研制，并加之改進，成為渦噴7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，總壽命300h。此后，又陸續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。

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

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

渦噴7乙B在渦噴7乙基礎上的延壽改型，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基礎上的進一步延壽改型，有供出口的渦噴7乙ⅢK和7BⅣ批次。渦噴7乙渦輪噴氣發動機結構 結構和系統

進氣口 環形。進氣錐隨發動機轉子一起旋轉，無進口導流葉片。

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

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

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

高壓渦輪 單級軸流式。導向器葉片和轉子葉片為空心氣冷。導向器葉片材料為K403。轉子葉片帶冠，材料為K417，精鑄成9小孔。

低壓渦輪 單級軸流式。不冷卻實心葉片。導向器葉片材料為K403。轉子葉片材料為GH49，葉片之間有32根防振箍套。

加力燃燒室 由圓筒形中心截錐體加力擴壓器、中間預燃室點火器、兩排V型火焰穩定器、15個徑向穩定器和筒體組成。分內外兩區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片調節片和24片封嚴片無級調節。調節片和封嚴片材料為GH128。

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

燃油系統 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 封閉回路式。由1個供油泵和4個回油泵。進口滑油溫度不超過100℃，回油溫度不超過175℃。滑油耗量不大于1.2L/h。起動系統 使用QF-12A起動發電機。

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

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

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

渦噴7

5639

7甲

5884

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

5982 中間推力(daN)

渦噴7

3825

7甲

4315

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

4315 加力耗油率[kg/(daN?h)]

渦噴7

2.34

7甲

2.04

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

2.04 中間耗油率[kg/(daN?h)]

渦噴7

0.989

7甲

0.997

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

1.030 推重比

渦噴7

5.38

7甲

5.18

7乙

5.50

7乙B

5.57

7乙Ⅲ

5.46 空氣流量(kg/s)

渦噴7

63.7

7甲

64.5

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

64.5 總增壓比

8.85 渦輪進口溫度(℃)

渦噴7

915

7甲

1015

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

1015 最大直徑(mm)

906 長度(mm)

渦噴7

4600

7甲

5160

7乙、7乙B、7乙Ⅲ

4600 質量(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渦輪噴氣發動機結構 牌

號 渦噴13 用

途 軍用渦噴發動機 類

型 渦輪噴氣發動機 國

家 中國

廠

商 沈陽黎明發動機制造公司/貴州黎陽航空發動機公司 生產現狀 生產

裝機對象 WP13

J-7Ⅲ飛機

WP13AⅡ

J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)

WP13F

J-7E

WP13FI

J-7Ⅲ A/J-7D 研制情況

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

該發動機由于其推力性能尚不能滿足J-7Ⅲ飛機改型的增重要求，后為WP13FI所取代。WP13AⅡ 是在WP13設計研制的同時，黎陽機械公司和011第二設計所為滿足J-8飛機的改型設計要求與WP13并行研制的。其性能結構改進的特點是以WP13為基礎改裝設計了在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、成件等做了適應性改進。為減輕重量進一步擴大了鈦合金的應用范圍。在研制過程中共制造了21臺發動機，整機總運

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

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

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

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

燃燒室 環管形。10個火焰筒，采用5段氣膜冷卻，涂W-2高溫陶瓷。低壓電容放電點火，具有兩個點火器。火焰筒材料為GH3044，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級導向器葉片和轉子葉片為對流氣冷結構(WP13的第1級轉子葉片為GH220實心鍛造葉片)。WP13F、WP13FI第2級轉子葉片改為帶冠葉片。第1、2級導向器葉片材料為K403。第1級轉子葉片材料為K417。第2級轉子葉片材料隨型別改變：WP13、WP13AⅡ為GH4049；WP13F為K417； WP13FI為DZ4定向結晶耐熱合金。K417采用了無余量精鑄新工藝。

加力燃燒室 WP13、WP13AⅡ采用環形加徑向混合型穩定器；WP13F、WP13FI為沙丘駐渦式穩定器。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。控制系統 電氣－機械液壓式。控制各工作狀態和狀態轉換過渡過程的工作程序、燃油和噴口面積。WP13AⅡ在發射武器時具有聯鎖點火及脈沖切油的防喘功能。全加力狀態推力(daN)(下限值)

WP13

6277

WP13AⅡ

6345

WP13F

6326

WP13FI

6669 中間狀態推力(daN)(下限值)

WP13

3923

WP13AⅡ

4119

WP13F

4315

WP13FI

4511 全加力狀態耗油率[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/凈質量上限值)

WP13

5.54

WP13AⅡ

5.28

WP13F

5.77

WP13FI

5.98 空氣流量(kg/s)

WP13/WP13AⅡ/WP13F 68.0～69.0 總增壓比

WP13/WP13AⅡ/WP13F 8.8

WP13FI

9.2 渦輪進口溫度(℃)

WP13

970

WP13AⅡ/WP13F/WP13FI 1015 最大直徑(mm)

907 長度(mm)

WP13/WP13F

4600

WP13AⅡ

5150

WP13FI

4616 質量(kg)(交付狀態上限值)

WP13

1235

WP13AⅡ

1306

WP13F

1198

WP13FI

1220

美國的主流渦扇發動機

F22的動力F119渦輪風扇發動機

牌

號 F119 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 美國

廠

商 普拉特2惠特尼公司 生產現狀 生產 裝機對象 F-22。研制情況

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

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

50個月的驗證機合同。普2惠公司的PW5000是一種強調應用成熟技術的常規設計；而通用電氣公司的GE37則是一種新穎的變循環發動機，其涵道比可在0～0.25之間變化。后來，這兩種驗證機分別編號為YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月開始地面試驗。經過廣泛的地面試驗和安裝在YF-22和YF-23上的初步飛行試驗后，1991年4月，F-22/F119組合被選中。據美軍方有關人士談到選擇F119的原因時說，F120技術復雜，尚未經實際驗證，因而研制風險較大，而且變循環設計也增加了結構和控制系統的復雜性和重量，因而維修比較困難，壽命期費用較高。在選擇時，風險和費用是主要考慮，技術先進性沒有起到關鍵作用。在此之前，F119已積累3000多地面試驗小時，其中1500h帶二元矢量噴管試驗。

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

風扇 3級軸流式。無進口導流葉片。風扇葉片為寬弦設計。高壓壓氣機 6級軸流式。采用整體葉盤結構。燃燒室 環形。采用浮壁結構。

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

加力燃燒室 整體式。內、外涵道內各設單圈噴油環。

尾噴管 二元矢量收斂-擴張噴管，在俯仰方向可作±20°偏轉。控制系統 第三代雙余度FADEC。技術數據

最大加力推力(daN)

15568 中間推力(daN)

9786 加力耗油率[kg/(daN2h)]

2.40(據估算應為1.80～1.90)中間耗油率[kg/(daN2h)]

0.622(據估算應為0.88～0.90)推重比

> 10 涵道比

0.2～0.3 總增壓比渦輪進口溫度(℃)

約1700 最大直徑(mm)

1143 長度(mm)

4826 質量(kg)

1360

F100-PW-220渦輪風扇發動機

牌

號 F100 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 美國

廠

商 普拉特2惠特尼公司 生產現狀 生產

裝機對象 F100-PW-100 F-15A/B和早期F-15C/D。

F100-PW-200 F-16A/B/G。

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

F100-PW-220E F-

16、F-15C/D(后期)和F-15E。

F100-PW-220P 所有F100發動機裝備的飛機。

F100-PW-229 所有F100發動機裝備的飛機。

IPE-94

F-15和F-16的未來改進型。研制情況

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

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

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

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

F100-PW-200 為適應單發飛機的需要作了一些修改，采用復式燃油泵和備份控制系統或數字式發動機控制系統。

F100/PW1115 F100發動機的無加力燃燒室的改進型。

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

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

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

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

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

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

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

9月12日裝在F-14B飛機上試飛，后因飛機研制費超支，F-14B飛機停止發展，F401計劃也撤消。結構和系統

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

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

高壓壓氣機 10級軸流式。前3級整流葉片可調，轉子由鍛造盤疊成，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增設一增壓級并將壓氣機的總壽命提高到4000h。最大轉速13450r/min。F100-PW-229的壓氣機采用損傷容限設計。

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

高壓渦輪 2級軸流式。第1級采用沖擊冷卻，第2級對流冷卻。第1級轉子葉片和導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的導向器葉片由PW1480合金改進成PW1484單晶合金，渦輪轉子葉片外封嚴材料為PW1485。低壓渦輪 2級軸流式。第1級非冷卻轉子葉片材料PW1484單晶合金，盤為IN100。涂層為PWA73。

F100-PW-229的轉子葉片為定向凝固材料。

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

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

F100-PW-220采用漢密爾頓標準公司的數字式電子控制系統。燃油泵由TRW、森德斯特德和漢密爾頓標準公司提供。F100-PW-229為全權數字式電子控制系統，具有綜合診斷和與飛機控制系統交聯的能力。技術數據

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

最大連續耗油率[kg/(daN2h)] F100-PW-100

0.720

-200

0.720

-220

0.700

-229

0.660 推重比

F100-PW-100

7.8

-200

7.7

-220

7.4

-220E

7.2

-229

7.9

IPE-94

9.5 空氣流量(kg/s)F100-PW-100

101.1

-200

101.6

-220

103.4

-229

112.4

IPE-92

114.0

涵道比

F100-PW-220/-220E

0.6

-229

0.4 總增壓比

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

-229

32.0

IPE-92

34.0 渦輪進口溫度(℃)

1399 最大直徑(mm)

1181 長度(mm)

4856 質量(kg)F100-PW-100

1386

-200

1410

-220

1452

-220E

1496

-229

1656

F110/F118渦輪風扇發動機 牌

號 F110/F118 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 美國

廠

商 通用電氣公司航空發動機集團 生產現狀 批生產

裝機對象 F110-GE-100 F16C/D、N，F-15E。

F110-GE-400 F-14B/F-14D，F-14A改裝。

A-7“海盜”Ⅱ CAS/BAI(建議)，A-7“海盜”Ⅱ改裝。

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

F110X

未來先進戰斗機。

F118-GE-100 B-2，RT-1。研制情況

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

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

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

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

(2)通過加速任務試驗確定發動機的耐久性；

(3)根據驗證的能力，提出生產型發動機的型號規范。

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

經過1980年和1981年兩年的廣泛試驗，達到或部分超過了預期的目標。在F-16飛機上的試飛結果證明，F101DFE無需作重大改進就可以裝在這種飛機上使用。在F-14飛機上的試飛結果表明，飛機的留空時間和作戰半徑都比裝原來TF30發動機的增加25%。在試飛中，發動機無需調整，并且油門桿的使用不受限制。在1982年12月的一次試驗中，完成了5004個總累積循環(TAC)，其熱端部件壽命為當時新采購的F100發動機的三倍。

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

15、F-16和F-14用的F110發動機的最終構型，并繼續進行高空模擬試驗、加速任務試驗和各種環境試驗。

F110發動機已于1985年初定型投產并開始交付。

與F101-GE-100發動機相比，F110有以下幾方面的改變：風扇由2級改為3級，壓比提高到3.2，直徑減小到970mm，涵道比由2.01減到0.87；為適應低壓轉子轉速提高，重新設計了低壓渦輪；為滿足戰斗機機動飛行要求，設計過載提高到10；對控制系統作了改進，增加了備份裝置；為適應F-

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

久性，對核心機以外的幾乎所有部件和系統都采取了減重措施。

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戰斗機發動機的采購在F100和F110之間按一定比例分配。在1985年采購的160臺中，75%為F110，25%為F100。從此，開始了一場發動機大戰(Great Engine War)。到1994年為止，F110共獲訂貨1065臺，F100為1021臺，基本上平分秋色。但通用電氣公司聲稱它獲得勝利，因為在1000多架F-16C/D戰斗機中，該公司提供的發動機占75%。

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

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

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

F110X 研究中的新改型，推力將達16210daN，推重比9.5。

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

結構和系統

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

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

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

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

低壓渦輪 2級軸流式，帶冠。2級轉子葉片均可單獨更換，第2級導向器葉片可分段更換。第1級轉子葉片材料為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、外涵氣流有效混合。內涵氣流中90%的空氣在燃油噴入外涵氣流前燃燒完，使整個工作范圍內溫升平穩。外殼材料為IN625。尾噴管 收斂-擴張型。由F404發動機的改型而來。噴口面積由液壓作動筒和作動環控制，主、副噴管的調節板分三段鉸接，在凸輪和滾柱上移動，以調節噴口面積。噴管外殼材料為焊接的鈦合金。

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

支承系統 5支點。高壓轉子2個軸承，低壓轉子3個軸承。技術數據

最大加力推力(daN)

F110-GE-100

12268

-400

12045

-129

12899

F110X

16235 中間推力(daN)

F110-GE-400

7117

-129

7562 最大推力(daN)

F118-GE-100

8451 加力耗油率[kg/(daN2h)]

2.02～2.05 中間耗油率[kg/(daN2h)]

F110-GE-100/-129

0.70 推重比

F110-GE-100

-400

-129

F110X

F118-GE-100

空氣流量(kg/s)

F110-GE-100

-400

-129

涵道比

F110-GE-100

-400

-129

總增壓比

F110-GE-100

-400

-129

F118-GE-100

渦輪進口溫度(℃)

F110-GE-100

-400

-129

F118-GE-100

最大直徑(mm)

長度(mm)

F110-GE-100

-400

-129

質量(kg)

F110-GE-100

-400

-129

F110X

F118-GE-100

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

1181

F404渦輪風扇發動機 牌

號 F404 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 美國

廠

商 通用電氣公司航空發動機集團 生產現狀 生產

裝機對象 F404-GE-100D

A-4換發。

F404-GE-400D

A-6F。

F404-GE-F1D2

F-117A。

F404-GE-400

F/A-

18、“陣風”A、X29A、X31A。

F404-GE-100A

F-20A。

F404-GE-402

F/A-18。

F412(原F404-F5D2)A-12(已取消)。研制情況

F404發動機始于60年代通用電氣公司的GE15。GE15為諾斯羅普公司“眼鏡蛇”P530的動力。P530后來演變為YF17，GE15演變為連續放氣的渦噴發動機YJ101。由于在美國空軍輕型戰斗機競爭中，通用動力公司的F16取勝，諾斯羅普公司和麥道公司決定發展一種新飛機，即F/A-18，因而在YJ101基礎上發展了低涵道比的F404渦輪風扇發動機。

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

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

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

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

F404由6個單元體組成，左、右發可以互換，采用了狀態監控措施，因而維修性大有改善。

按1975年美元計算，F404的全面研制費用為3.36億美元(不包括YJ101驗證機費用)。

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

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

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

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

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

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

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

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

低壓渦輪 1級軸流式。Rene 80制造的空心氣冷轉子葉片。導向器葉片成對釬焊。內、外環材料為MAR-M509。

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

控制系統 機械液壓式燃油控制系統。點火系統 復式點火裝置和火花塞。技術數據

最大起飛推力(daN)

F404-GE-400

7120(加力)

4800(中間)

-100A

7560(加力)

-100D

4890(中間)

-F1D2

4800(中間)

-402

7900(加力)

-F2J1

8000(加力)

F412

8050(加力)起飛耗油率[kg/(daN2h)]

F404-GE-400

1.65(加力)

0.76(中間)推重比

F404-GE-400

7.24

-100

7.86

-402

7.83

總空氣流量(kg/s)

F404-GE-400

64.4

-402

66.0

F412

72.5 涵道比

F404-GE-400

0.34 總增壓比

F404-GE-400

-100

-402

渦輪進口溫度(℃)

F404-GE-400

1316℃

-100

1337℃

-402

1413℃ 最大直徑(mm)

F404-GE-400

884

-402

884 長度(含進氣錐)(mm)

4033 質量(kg)

F404-GE-400

983

-402

1025 F101-GE-100加力渦扇發動機 牌

號 F101 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 美國

廠

商 通用電氣公司航空發動機集團 生產現狀 已停產

裝機對象 F101-GE-100 B-1A(中途停止)。

F101-GE-102 B-1B。

F101-GE-F25 隱身轟炸機和隱身戰斗機。

F101-GE-F28 “曙光女神”3發飛機。研制情況

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

為滿足B-1A轟炸機既能在高空以M＞2飛行、又能在低空跨音速突防、同時具有洲際航程的要求，對發動機來說，首先要求耗油率低并兼有大的加力比。為此，通用電氣公司選擇了中等涵道比、高增壓比的加力渦扇循環。在研制中，利用該公司過去的J79、TF39發動機以及一系列研究和技術計劃的成果，如1965年開始的先進渦輪發動機燃氣發生器計劃，采用Rene系列高溫鎳基合金、激光打孔、摩擦焊、先進的冷卻技術和控制技術，F101是首次用紅外線高溫計作為其調節系統參數之一的發動機。高溫計測取72片高壓渦輪葉片的平均溫度。當溫度達到極限時，調速器將限制燃油流量和風扇轉速。為便于維修，F101采用單元體結構并設有許多孔探儀檢查口。

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

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

(2)采用先進的結構設計和分析方法，如有限元素法、回轉體、葉柵和系統動力學等電子計算機程序，合理設計各種零件。

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

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

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

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

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

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

3號原型機供生產定型用，于1983年9月通過定型并正式交付給美國空軍。

F101-GE-25 F101的不加力型，可能用于兩種超音速的隱身飛機。

F101-GE-28 F101的又一種不加力型，可能用于美國空軍一種高度保密的飛機。結構和系統

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

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

燃燒室 短環形。火焰筒由Hastelloy X合金經機加工制成。燃油經20個雙錐噴嘴和小渦流杯在高能氣流剪切作用下霧化，實現無煙燃燒。

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

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

控制系統 機械液壓式。帶電子式調整器，可以對風扇轉速、渦輪轉子葉片溫度和尾噴管面積進行控制。此外，還有中央綜合測試系統，不斷監控發動機性能。

燃油系統 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。滑油系統 整體式滑油和液壓油箱。技術數據

最大起飛推力(daN)

F101-GE-100

13338(加力)

7561(中間)

-102

13681(加力)

7561(中間)

7120(中間)

8012(中間)起飛耗油率[kg/(daN2h)]

F101-GE-100

2.24(加力)

0.56(中間)推重比

F101-GE-100

7.50

-102

7.69 空氣流量(kg/s)

F101-GE-100/-102 159 涵道比

F101-GE-100/-102 2.01 總增壓比

F101-GE-100/-102 26.5 渦輪進口溫度(℃)

F101-GE-100/-102 1371 最大直徑(mm)

F101-GE-100/-102 1397 長度(mm)

F101-GE-100/-102 4600(含進氣錐)質量(kg)

F101-GE-100/-101814

歐洲心臟: EJ200加力渦輪風扇發動機

牌

號 EJ200 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 國際合作

廠

商 歐洲噴氣渦輪公司 生產現狀 研制中

裝機對象 歐洲戰斗機EF2000 研制情況

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

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

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

18、意大利馬基航空公司與巴西航空工業公司合作研制的AMX、“陣風”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰斗機。結構和系統

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

高壓壓氣機 5級軸流式。第1級有可調進口導流葉片并采用葉盤結構。燃燒室 環形。無煙。帶蒸發式噴油嘴。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定器。尾噴管 全程可調收斂-擴張式。

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

9000 中間推力(daN)

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

0.74～0.81 推重比

空氣流量(kg/s)

75～77 涵道比

0.40 總增壓比

26.0 渦輪進口溫度(℃)

1477 最大直徑(mm)

863 長度(mm)

3556 質量(kg)

900

法國M53與M88渦輪風扇發動機簡介

M88系列

牌

號 M88 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 法國

廠

商 國營航空發動機研究制造公司 生產現狀 生產

裝機對象 M88-1

“陣風”A。

M88-2

“陣風”D(早期型)。

M88-3

“陣風”D(晚期型)，“陣風”M。

CFM88

行政機和支線飛機。研制情況

M88是為滿足90年代多用途戰斗機研制的一種先進雙轉子加力式渦扇發動機。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1階段核心機試驗時，渦輪進口溫度為1427℃，1987年第2階段核心機試驗時達到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月開始，并于1989年3月開始地面臺架試車。1990年2月，在“陣風”D上與一臺F404混裝進行飛行試驗，1992年第三季度完成生產型發動機定型試驗。計劃于1996年交付生產型發動機。整個研制計劃包括5500地面試驗小時和4000飛行試驗小時，研制費用為16億美元。按照飛機任務要求，在循環參數選擇上采用盡可能高的渦輪進口溫度、中到高的總增壓比和中等涵道比。采用的新技術主要有三維有粘葉輪機氣動計算方法、單晶渦輪葉片、粉末冶金渦輪盤、樹脂基復合材料(PMR-15)外涵機匣、陶瓷基復合材料噴管調節片和余度式全權數字式電子控制系統。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 結構與早期M88 MK1相同，推重比從9.5提高到10.0。改進的主要方面是：提高渦輪進口溫度，改進風扇和壓氣機氣動設計，風扇壓比從3.5提高到4.0。

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

M88-3 考慮中的改型，用于單發輕型戰斗機，推力范圍8451～9341daN。采用一種新的3級風扇。預計1999～2000年可供使用。

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

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

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

進氣口 環形，帶可調進口導流葉片和鈍頭進氣錐。風扇 3級軸流式。

壓氣機 6級軸流式，前3排整流葉片可調。在第4和第5級之間設引氣口。燃燒室 環形。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根徑向穩定器和單圈環形穩定器組合。

尾噴管 引射式。喉部面積和引射噴口面積均可調。噴口調節片用碳化硅基陶瓷材料制成。控制系統 ELECM的雙余度FADEC。技術數據

最大加力推力(daN)

M88-1

8318

M88-2

7500

M88-3

8000～9300 中間推力(daN)

M88-2

4871 加力耗油率[kg/(daN?h)]

M88-2

1.80 中間耗油率[kg/(daN?h)]

M88-2

0.898 推重比

M88-2

9.0 空氣流量(kg/s)

M88-2

M88-3 72 涵道比

M88-2

0.5

M88-3 0.3 總增壓比

M88-1

M88-2

24.5

M88-3 27 渦輪進口溫度(℃)

M88-2

1577

M88-3 1577 最大直徑(mm)

M88-2

1003 進口直徑(mm)

M88-2

696

M88-3

790 長度(mm)

M88-2

3538

M88-3

3618 質量(kg)

M88-2

850

M88-3 985

正在組裝的M88

M53系列

牌

號 M53 用

途 軍用渦扇發動機 類

型 渦輪風扇發動機 國

家 法國

廠

商 國營航空發動機研究制造公司 生產現狀 生產

裝機對象 M53-2 “幻影”2000原型機。

M53-5 “幻影”4000原型機。

M53-P2 “幻影”2000。

M53-PX2 “幻影”2000。研制情況

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

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

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

M53-2 早期的原型機。

M53-5 在M53-2基礎上的發展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和設計參數與M53-2基本相同。為改善發動機喘振裕度，對壓氣機葉片、控制系統和渦輪導向器做了改進。

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

M53-PX3型發動機具有高推力、低成本和先進工藝技術。技術改進包括全新的數字電調、渦輪優化設計和可重復工作的加力系統。M53-PX3型發動機將使幻影2000戰斗機保持尖端性能。

結構和系統

進氣口 環形，帶尖進氣錐，用熱空氣防冰。

風扇 3級軸流式。跨音速風扇懸臂支承在前滾棒軸承上。轉子盤-鼓為電子束焊接的整體式結構。轉子葉片無減振凸臺。葉片用鈦合金制造。無進口導流葉片。

壓氣機 5級軸流式。等外徑設計。整流葉片不可調，無中間放氣。無進口導流葉片。前3級轉子是電子束焊接的鈦合金整體式結構，后2級是鋼的，用螺栓連接。

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

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

尾噴管 可調引射噴管。16對調節片和封嚴片由16個作動筒操縱。尾噴管喉部面積變化范圍為2850～5550cm2。

控制系統 M53-5采用電氣-機械控制系統，但帶有一臺對全系統都起作用的電子計算機。此外，還有后備系統。當主系統發生故障時，仍可保證主系統和加力系統的工作。M53-P2為全權數字電子控制系統，同時備有應急燃油系統。燃油系統 來自飛機油箱的燃油經增壓泵后，分別進入主燃油泵和加力燃油泵，兩路燃油經過各自的調節器后，分別經各自的燃油總管，進入主燃燒室和加力燃燒室。使用JP-1或JP-4。滑油系統 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。單發時備有應急滑油系統，在發生故障時可保證發動機可靠工作20min。起動系統 燃氣渦輪起動機。

點火系統 主燃燒室有2個高能點火電嘴，火花能量為4J。技術數據

加力推力(daN)

M53-2

8330

M53-5

8820

M53-P2

9500 中間推力(daN)

M53-5

5440

M53-P2

6330 加力耗油率[kg/(daN?h)]

M53-5

2.09

M53-P2

2.12 中間耗油率[kg/(daN?h)]

M53-5

0.887

M53-P2

0.907 推重比

M53-5

6.12

M53-P2

6.56 空氣流量(kg/s)

M53-5

M53-P2

涵道比

M53-2，-5

M53-P2

總增壓比

M53-P2

渦輪進口溫度(℃)

M53-2

M53-5

M53-P2

直徑(mm)

長度(mm)

M53-P2

M53-5

質量(kg)

M53-5

M53-P2

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

第三篇：航空發動機典型零件加工技術及裝備探討

航空發動機典型零件加工技術及裝備探討

【摘 要】近幾年國家科技的進步，航空制造業已成為衡量國家發達水平的重要因素之一。航空發動機是飛行器的核心部件，航空發動機材料與制造技術向著高溫化、復合化、輕量化、整體化、高效率、低成本的方向發展。因此發動機典型零部件的加工技?g與刀具應用對航空業的發展起著重要的作用。由于航空零件多為難加工材料，精密程度較高，零件形狀結構較為復雜，零件的切除率大，對于生產工藝提出了較高要求。從技術實現角度出發，對航空發動機典型零件進行加工，技術人員應該堅持嚴謹的工作態度，使用配套的裝備解決材料難加工的問題。

【關鍵詞】 航空發動機 零件 數控加工技術

一、航空發動機典型零件加工裝備需求

1、航空發動機典型零件加工對數控設備的需求

航空制造業對零件加工精度和效率日益提高的需求不斷推動機床技術的發展，是機床產品創新的源動力。高速高精度加工中心、復合加工和多軸聯動數控機床的出現都與客戶需求密切相關。機床的發展方向如下：（1）自動化程度高，即要求設備具有數字化和前沿性的特征，軟件功能強大，自動化程度高。（2）高度集成性，附加設備少，設備高度集成，能夠實現工藝復合。（3）柔性化，設備通用程度高，生產適用性強。（4）高精度、高效率、智能化，設備需具備精度高，技術成熟度高等特點。（5）高穩定性，精度保持時間長，故障率低。

2、航空發動機典型零件刀具技術需求

先進的航空產品要求航空零件具有更優異的性能、更低的成本和更高的環保性，而加工工藝要求具有更快的加工速度、更高的可靠性、高重復精度和可再現性。航空鈦合金、高溫合金零件難切削的工件材料，復雜而薄壁的形狀，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，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重要的作用。傳統刀具已不能滿足現代先進高效加工的要求，刀具行業進入了“高精度、高效率、高可靠性和專用化”的現代刀具生產新格局。刀具質量穩定，刀具精度高，可轉位數控刀片各批次產品尺寸精度分散性能控制在一定范圍內，成形刀具精度應能完全滿足加工部位要求。能針對渦輪機匣、風扇機匣、渦輪盤、風扇盤、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、航空發動機典型零件加工技術探討

1、發動機零件材料控制和CAD模型加工方案分析

在航空發動機典型零件加工活動中，技術人員可以使用金屬制作成復合材料的零件。在零件的切削加工中應該加入性能獨特的原材料，添加鎢和鉬能夠降低零件切削加工處理的難度。在發動機零件的切削加工中添加鎢能夠提高材料的高溫強度和常溫強度，添加鉬能夠顯著提升材料的強度和韌性，提升發動機零件的使用效果。但是，在發動機典型零件加工中添加合金元素時，技術人員應該重視材料導熱系數明顯下降的問題。在制定零件加工方案的過程中，技術人員應該認真分析零件的抗拉強度和沖擊韌度問題，選擇合適的材料進行加工處理。發動機曲軸一般使用QT700材料及虛擬性加工，缸蓋選用ZL101（ZALSI7Mg）材料進行加工。在零件處理過程中，可以采用零件圖形的數字處理方法，在三維立體模式中對零件加工的細節進行優化。根據加工設計的標準確定零件處理的工步和進給路線，選擇合適的機床類型開始對零件進行加工。使用CAD模型處理方法，對發動機零件設計和加工方案進行數字化處理。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規范和工藝特征，針對零件的幾何特征信息進行加工特征的讀取，從而確定合適的切削參數。

2、核心零部件建工與刀具裝備的選擇分析

發動機缸蓋的主要加工內容為進氣門座圈/導管切削和上平面螺紋攻絲加工，技術人員應該選擇合適的刀具材料裝備。在加工技術應用中，技術人員應該合理控制每齒進給量和每轉進給量，根據切削零件的進給量選擇合適的切削速度。在主軸轉速控制中，技?g人員還應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度和斷裂韌度。航空發動機的凸輪軸是一種重要零件，它一般使用HT250型號的材料進行加工，其抗拉強度為250MIN/MPa，它的硬度和抗拉強度承受力都比較低，在高溫和高壓的狀態下很容易發生變形，其硬度為170～241HBS之間，航空發動機凸輪軸的材料力學性能有嚴格標準，其伸長率不能小于0.5%，沖擊韌度不小于10～110kJ/?O，導熱系數不小于0.580W/cm-k。除了發動機的凸輪軸之外，航空發動機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重點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、零件涂裝技術控制與質量檢查細節介紹

根據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，并且對發動機典型零件的孔徑進行檢查。技術人員可以采用三坐標測量機等精密儀器，對零件的尺寸加工進行檢查。使用在線測量的方式，及時地發現零件加工中存在的問題，將加工半成品的零件運送到車銑復合加工中心進行處理。半成品的航空發動機零件通常需要加裝土層，根據不同零件的應用特點，選擇不同的涂層進行加工。TiN類的發動機零件為金黃色，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要求，此類零件加裝涂層一般為CVD/PVD類的涂層。TiN類的發動機零件為紫黑色，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 語

我們要以加快新一代信息技術與航空發動機制造業融合為主線，推進智能制造。在發動機典型零件加工活動中，技術人員應該設計科學合理的加工方案，積極應用先進裝備對發動機典型零部件進行切割鉆削加工，提升發動機典型零件的加工質量，為今后我國航空發動機典型零件的高效、高精確度加工打下一定的基礎。

第四篇：軍用新材料技術及其應用

軍用新材料技術及其應用發展

摘要: 新材料已成為綜合國力競爭的重要領域和國防力量的重要物質基礎，是提高軍隊機械化水平的物質支撐和提高信息化程度的基礎條件，許多國家都將開發新材料作為優先發展的重點項目。

關鍵詞：新材料 國防 軍隊機械化 高技術 1 軍用新材料技術的介紹

新材料技術是介于基礎科技與應用科技之間的應用性基礎技術。而軍用新材料技術則是用于軍事領域的新材料技術，這部分技術是發展高技術武器的物質基礎。目前，世界范圍內的軍用新材料技術已有上萬種，并以每年5％的速度遞增，正向高功能化、超高能化、復合輕量和智能化的方向發展。軍用新材料的現狀

常見的軍用新材料技術高級復合材料是指兩種以上不同性質或不同結構物質組合而成的材料，通常由基體材料和增強劑構成。如碳纖維復合材料，它是一種質輕、強度高的復合材料，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，具有強度高、剛度高、耐疲勞、重量輕等優點。采用這種材料后，美國的AV－8B垂直起降飛機的重量減輕了27％。F－18戰斗機減輕了10％。先進陶瓷材料先進陶瓷材料是當前世界上發展最快的高技術材料，它已經由單相陶瓷發展到多相復合陶瓷，由微米級陶瓷復合材料發展到納米級陶瓷復合材料。先進陶瓷材料主要有功能陶瓷材料和結構陶瓷材料兩大類。其中，在結構材料中，人們已經研制出氮化硅高溫結構陶瓷，這種材料不僅克服了陶瓷的致命的脆弱性，而且具有很強的韌性、可塑性、耐磨性和抗沖擊能力，與普通熱燃氣輪機相比，陶瓷熱機的重量可減輕30％，而功率則提高30％，節約燃料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，其分子量高達幾千幾百萬。塑料、合成橡膠、合成纖維是當今三大有機合成高分子材料。高分子化合材料除在武器裝備中大量使用外，還可以代替高強度合金用于軍用飛機，可大大減輕其重量，同時，高分子材料也廣泛用于粘結兵器部件，尤其是非金屬比例較大的火箭導彈部件。非晶態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物質。非晶態材料主要包括非晶態金屬和非晶態陶瓷氧化物。非晶態金屬的特點是：強度比相應晶體材料高10倍，搞腐蝕性好，韌性大，電磁性能優良，電阻率高，耐磨性好，熱膨脹系數小。非晶態陶瓷的主要優點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，能把能量從一種形式轉變成另一種形式的材料。功能材料品種很多，如電子計算機的記憶元件、激光器的工作物質紅寶石、聲納振蕩器的壓電陶瓷，以及超導材料、光學塑料、熱電材料、光敏材料、反激光材料、防輻射與電子材料，等等。新材料技術的軍事應用新材料技術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。

應用于炮兵武器為了增大火炮的威力，現代火炮的口徑不斷增大。為了提高炮彈的速度，人們已經利用高技術材料研制了電磁炮和電熱炮。此外，輕型結構材料對火炮的機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材料研制超輕型遠距離大威力火炮。由于輕型材料的使用，可以使火炮的體積更小、重量更輕、機動性能更好、彈丸速度更快、威力更大。應用于裝甲防護面對種種現代反裝甲技術的發展，以及未來戰場對坦克和裝甲車輛構成的全方位威脅，迫切需要進一步提高現代復合裝甲兵防護能力。單從復合裝甲構件來講，就需要進一步開發具有超高硬度、高韌性和良好焊接性能的裝甲鋼、高強度先進陶瓷、高性能聚合物材料等新一代特殊功能材料。如美軍的MIA1、MIA2主戰坦克，其炮塔和側裙均采用了復合裝甲，內襯板也是復合材料防彈板。而若要使坦克不被擊中，除提高機動性能外，更重要的的是要發展“主動裝甲”，即能預先識別目標，并利用誘餌觸發和物理摧毀方法，破壞來襲兵器的“裝甲”。這種“主動裝甲”實際上是一種由復合工程材料制成的合成系統，即在復合裝甲中由引入的敏感、傳感、微電子等材料和技術而構成的多功能材料系統。將新的控爆材料，輕質多孔隔熱、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戰斗。應用于導彈、衛星、火箭技術決定導彈、衛星、火箭重量的主要因素是其推進系統。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劑；二是要采用輕型殼體和各種輕型結構，以及耐高溫材料。戰略導彈和衛星的重量每減輕1千克，運載它們的火箭就可減輕500千克。因此，導彈彈體和衛星都要使用重量輕、剛度好、耐高溫、彈性強的新性復合材料。美國將火箭發動機金屬殼體改用石墨纖維復合材料后其重量減輕了38噸，并大大降低了研制成本。而用碳鋁復合材料制造衛星的波導管，不僅滿足了軸向鋼度、低膨脹系數和導電性能等方面的要求，而且使重量減輕了30％。應用于武器戰斗部高技術材料應用于武器的戰斗部，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達到1300毫米，并進一步向高純度冶煉技術、新合金、精密成型和高性能復合化方向發展。應用于隱形技術現代隱形技術，除了外型設計上采用先進的方法，進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，即在飛機表面涂抹能大量吸收雷達波的新型介質材料，將雷達電磁波吸收，使雷達無法發現。為應付不同雷達的不同工作方式，現在的隱形飛機已經開始有選擇地使用吸收材料。目前，美、英等國正進行主動抵消技術的研究，即利用吸收材料先吸收大部分雷達波，剩下的少量的反射波再利用主動抵消技術將其全部抵消，雷達就會完全失去作用。應用于后勤裝備80年代，美軍開發了一種名叫“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不來，人體蒸發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服，在12秒鐘內能承受800攝氏度高溫，可大大減少戰場燒傷的發生。軍用新材料的發展

新材料已成為綜合國力競爭的重要領域和國防力量的重要物質基礎，是提高軍隊機械化水平的物質支撐和提高信息化程度的基礎條件，許多國家都將開發新材料作為優先發展的重點項目。

材料是人類賴以生存的物質基礎。人類社會不斷地發展進步，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，勞動把材料變為財富。”可以說，材料與人類的生存和進化息息相關，因此它被譽為“人類文明大廈的基石。”

對于材料，人們比較好理解，如普通鋼鐵、水泥、玻璃等，這些屬于傳統材料。相對于傳統材料而言，新材料是新近出現且對當時科技進步和經濟發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材料。如高強鋼、高性能陶瓷、復合材料、半導體材料、功能材料等。

新材料既是科技發展的基礎，又是科技進步的先導，這是新材料的兩個顯著特點。比如，半導體材料的發現和發展極大地推動了計算機技術的進步，使人類進入了信息時代；光纖技術的發展推動了現代通訊技術的進步；新型結構材料和燒蝕防熱材料的出現推動了航天技術和戰略武器的發展。

軍事新材料技術已成為軍用高技術的重要組成部分和高性能武器裝備的關鍵技術。要求具有輕、剛、強的特性。新型輕質高強結構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，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。新型熱結構熱防護材料是保護各類飛行類裝備高速出入大氣層的“護身符”。美國“哥倫比亞號”航天飛機失事，其主要原因就是結構材料技術、熱防護材料技術沒過關。

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、低目標特征等特點。

因此，作為武器系統重要載體的新材料技術，必須滿足各種武器裝備對強度、剛度、重量、速度、精度、生存能力、信號特征、維護、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域和國防力量的重要物質基礎，是提高軍隊機械化水平的物質支撐和提高信息化程度的基礎條件。因此，許多國家都將開發新材料置于優先發展的重點項目，特別是對軍用新材料技術的發展給予了高度重視。

在美國國防部制定的面向21世紀的國防科技戰略規劃體系中，把材料與制備工藝技術定為4個具有最高優先發展的領域之一，提出優先發展結構與多功能材料技術、能量與動力材料技術、光電子材料技術、有機與合成功能材料技術、生物衍生與生物誘發材料技術等五大重點。德國分析了世界高技術發展態勢，提出2l世紀的9大重點領域，首選就是新材料，在總共研發的80個課題中，屬于新材料的占到24個。

當前，世界各國重點發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、先進復合材料等。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展的過程中，軍用新材料發展趨勢表現在以下幾個方面：一是復合化，通過微觀、介觀和宏觀層次的復合，大幅度提高材料的綜合性能。二是低維化，通過納米技術制備納米顆粒（零維）、納米線（一維）、納米薄膜（二維）等納米材料與器件，以實現武器裝備的小型化。三是高性能化，通過材料的力學性能、工藝性能以及物理、化學性能指標的提高，實現綜合性能不斷優化，為提高武器裝備的性能奠定物質基礎。四是多功能化，通過材料成分、組織、結構的優化設計和精確控制，使單一材料具備多項功能，以達到簡化武器裝備結構設計，實現小型化、高可靠的目的。五是低成本化，通過節能、改進材料制備和加工技術、提高成品率和材料利用率等方法降低材料制備及應用成本。

我國政府對新材料的研究開發給予了高度重視，近年出臺了一系列相關鼓勵政策，建設了一批新材料研發中心和重點實驗室，規劃了一批新材料成果轉化與產業建設基地，特別是在一些重大科技開發和產業化計劃中，均把新材料列為重點支持的領域之一。隨著我國中長期科技發展規劃綱要的實施，我國的新材料技術將會有更快的發展。

第五篇：保護軍用光纜技術交底

關于保護軍纜的交底

1.施工現場在軍纜3米范圍內撒出白灰線,并每隔50米插一個彩旗,并在彩旗上標明其深度,施工人員不經過項目管理人員的認可,不得靠近其施工.2.任何施工機械作業期間,必須有專人負責指揮,指揮人員不得脫崗,嚴格指揮機械的施工,不得對軍纜產生任何破壞.3.外埠隊人員使用機具施工期間,必須有專人負責指揮作業,指揮人員必須和項目部簽定安全保護軍纜協議,指揮期間不得再參與其他作業,若因事暫離時必須有代理指揮人員,否則停止作業.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,必須上報項目部管理人員后,經過確認其價值和用途,再根據實際情況以書面的形式通知后再行處理,否則不得對其產生任何的破壞.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過項目部管理人員的書面審批.更換后的施工人員必須進行簽定保護軍纜的協議和安全交底,未簽定者不得參與施工,若私自參與施工因不明確保護軍纜意識造成損失者，后果由其個人承擔。

6.任何施工人員必須跟項目部簽定保護軍纜協議和安全交底，若未簽定其協議和交底，不得擅自參與施工，若私自參與施工,因不明確保護軍纜意識造成損失者，后果由其個人承擔.7.若現場施工范圍內沒有對光纜做出明確的標識,施工人員可以拒絕施工,并及時向項目部申請做作標識,未標識前不得擅自施工.8.在軍纜3米施工范圍內不得動用機械施工,三米范圍內必須人工施工,若開挖溝槽,必須經過項目管理人員的審批后,在現場管理人員的監督下挖探坑,確信其電纜的深度和位置后,再小心施工,施工期間不得使機具碰撞或敲打光纜,確保光纜的安全.9.填土期間運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,但壓路機不得加振(軍纜3米范圍內,埋深1米以上除外),光纜上30厘米以內用木夯夯實,30厘米到1米之間用挖式打夯機夯實,1米以上才能用壓路機壓實.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條的有關規定.裸露的光纜不得架空,裸露在外的光纜必須有專人負責看護,看護人員不得脫崗,若因事暫離,必須有代理看護人員,看護人員必須和項目部簽定軍纜看護協議,否則不得擔任看護任務.看護的主要任務是:防止軍纜被偷;防止任何施工車輛或機具在上面通行;防止任何人員對其產生人為的破壞;防止任何堆砌物的倒塌對其造成的破壞等.