中国航空发动机的发展

    中国发动机的发展

 

     “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。”

 

   缘起

     涡喷发动机的原理很简单，就是作用力和反作用力的牛顿第三定律的原理，可真正从原理到上天，人们用了几个世纪的时间。 

    1913年法国工程师勒内•罗兰提出的一种喷气推进发动机取得专利，但这是一种冲压式空气喷气发动机，那时既不可能制造又无处使用。1930年，英国工程师弗兰克•惠特尔获得了第一个用燃气涡轮产生喷气推进的专利，但一直到11年后他的发动机才完成了第一次飞行。 1934年德国人汉斯•万•奥海因率先试制成功世界上第一台喷气发动机。1937年4月12日弗兰克•惠特尔试制成功英国第一台喷气发动机。但试运转并不理想，几经挫折，于1941年装上了格洛斯特战斗机。英国在40年代最主要的军用涡喷发动机有德温特河，尼恩等。特别是尼恩，它可以说是大多数现代发动机的鼻祖。苏联在40年代末的时候引进了尼恩，其仿制品就是ВК－1，而ВК－1Ф在ВК－1的基础上增加了加力燃烧室。这样，飞机的瞬时推力可以增加很多。中国的发动机就是从ВК－1Ф起步的。

    随着朝鲜战争的结束，中国人民空军的战斗机也在进行着新一轮的更新换代。飞机和发动机的制造也提到了国家的议事日程上来。之后，我国开始仿制苏联的发动机，涡喷5，涡喷6，涡喷7等一系列发动机的仿制增强了中国航空工业的实力。可仿制也有尽头，随后的事件证明，没有真正的自主研制，中国的发动机还是要受制于人的。

    人是要有点精神的，中国挺过了3年困难时期，原子弹和氢弹的爆炸震惊了世界，也鼓舞着中国人民的士气，一个大胆的想法在航空动力人的心中产生，研制自己的发动机，最新式的涡扇发动机。

    当时该发动机的代号是910，也就是我们后来俗称的涡扇6，当时的想法是把该发动机的加力型作为新研制的歼击机歼9的动力，而把该发动机的无加力型910 甲作为轰6和运9以及大型客机的动力。可国家正在动乱之中，这个新生儿又怎能幸免于难呢，发动机的研制的进程走走停停，试车过程中喘振不断。

    -------“它的理想是九霄之上的凌云志，为自己的母亲去赢得一份安宁，可重重的桎梏，锁住了它不甘寂寞的身躯。”

    有开始就有终结，再苦难的日子终究还是有个头，WS6熬过来了，迎来了飞行前50小时试车，可百废待兴的祖国已经无法将它养大，它下马了，它死在襁褓之中，尽管它已经不小了。

    16年的心血，得到的竟是这样一个结果，606人欲哭无泪，总结会变成追悼会，有些人从此就离开了自己心爱的事业，中国的航空动力之路怎么就这么难，此时的动力人是拔剑四顾心茫然，念天地之悠悠，独怅然而泪下。而此时，30而立的共和国在航空发动机自主研制方面还是一片空白。“心脏病”，再次成为中国航空的阿喀琉斯之踵；涡扇6，是中国航空动力人永远的痛。

    WS6发动机的技术数据

    最大加力推力(daN)

    WS6　　　　　12220

    WS6G　　　　 13830

    中间推力(daN)

    WS6　　　　　7130

    WS6G　　　　 8385

    WS6甲　　　　10169

    加力耗油率

    WS6　　　　　2.3045

    WS6G　　　　 2.338

    中间耗油率

    WS6　　　　　0.6342

    WS6G　　　　 0.7850

    WS6甲　　　　0.6000

    推重比

    WS6　　　　　5.93

    WS6G　　　　 7.05

    WS6甲　　　　4.69

    空气流量(kg/s)

    WS6　　　　　155.0

    WS6G　　　　 151.2

    WS6甲　　　　274.5

    涵道比

    WS6　　　　　1.0

    WS6G　　　　 0.633

    WS6甲　　　　1.74

    总增压比

    WS6　　　　　14.60

    WS6G　　　　 17.50

    WS6甲　　　　19.72

    涡轮进口温度(℃)

    WS6　　　　　1077

    WS6G　　　　 1207

    WS6甲　　　　1107

    最大直径(mm)

    WS6　　　　　1370

    WS6G　　　　 1370

    WS6甲　　　　1460

    长度(mm)

    WS6　　　　　5645

    WS6G　　　　 4654

    WS6甲　　　　3080

    质量(kg)

    WS6　　　　　2100

    WS6G　　　　 2000

    WS6甲　　　　2210

    从零开始

    我不能给大家许诺什么，我所能付出的只有热血、辛劳、眼泪与汗水，你们要问我的政策是什么？我的回答是竭尽一切可能和投入全部力量，在海上、在陆地、在空中进行战争。你们要问，我们的目标是什么？我可以用一个词来答复，胜利。不惜一切代价争取胜利。不论道路多么遥远，多么艰难，也要去夺取胜利。

    1940年5月13号

    丘吉尔于英国下院

    1940年8月9号，也就是在德国空军大规模空袭英国的前一天，丘吉尔通过全国广播公司进行战争动员。英伦三岛64％的人在听着丘吉尔的演说，这些人伫立在街头，行走在马路、田间、车间、庭院听着。那时候没有电视，只有广播。丘吉尔问：我们泄气了吗？就这些站在马路上的英国人回答:没有，我们没有泄气！

    80年代的中国航空动力或许只有用万马齐喑来形容，但冰封的河面之下却是涌动的春潮，也许只有用丘吉尔的演说词才能形容人们此时的心情。我们没有泄气，我们只是在积蓄力量。一旦春天到来，那雨后的春笋就将破土而出

    北海来风

    盎古鲁撒克逊人历来是精明的商人，古板而不死板，保守而又务实。自东亚某国建国以来，他们从来没中断过与该国的关系。70年代初，随着中美关系的解冻，英国人来了。

    1972年，英国同意向我方单方面出售民用”斯贝”发动机，1973年7月17日，英方又约见我驻英大使，表示已授权罗•罗，谈判向我方出售军用斯贝发动机，1975年8月，中英双方进行实质性谈判。1975年12月13日，签定了中国引进英国斯贝发动机专利的合同。

    斯贝发动机，中国型号定名为涡扇9，定点西安航空发动机厂试制生产。西安航空发动机厂于1976年开始试制工作，此前西安生产的是涡喷8，是仿制苏联的 РД-3М的产品，用于轰6。经过3年多的努力，1979年下半年，分两批装出了4台发动机。同年11月，由中英双方共同在中国完成了150小时持久试车考核。1980年2月到5月，又在英国完成了高空模拟试车、零下40摄氏度条件下的起动试车，以及5大部件的循环疲劳强度试验，结果都符合技术要求。中英双方代表签署了中国制造涡扇9发动机考核成功的文件。涡扇9发动机的初步研制成功，使中国有了一台推力适中的涡扇发动机，填补了空白，并有效提高了自行研制的水平和能力;通过试制引进了70年代水平的新材料、新工艺、新技术，机械加工工艺比原来提高一级精度以上，工厂掌握了诸如金属喷漆、真空热处理等12 项具有世界先进水平的技术和46项国内先进工艺技术。同时，国内冶金、材料、化工、机械等工业的技术水平，也相应得到提高，从而较大幅度缩短了整个发动机制造技术与世界水平的差距。而且，斯贝发动机的引进还为航空工业迎接新时期的改革开放，引进先进技术，开展技术合作与交流，提高发动机及配套产品的技术水平，开了个好头。

    需要指出的是如果没有涡扇9，那飞豹也就前途未卜了。但由于种种原因，WS9的研制一直踌躇不前。90年代初期，随着飞豹研制工作的展开，涡扇9的全面国产化工作也提到议事日程上来，95年11月，部分国产化的涡扇9通过150小时试车，此时涡扇9的国产化率已达到70％，仍有部分零件不能生产。1999 年下半年，涡扇9发动机全面国产化工作启动，西安航空发动机厂先后攻克无余量精锻(精铸)工艺，数字式电子控制系统等一系列难关，西航集团公司仅用了20 天时间就完成了发动机的装配，在成功进行了两次冷运转后，于2000年底一次点火成功，随即开始的150小时工艺试车于2001年圆满结束，试车检验结果表明各项性能技术指标均达到要求，涡扇9被重新命名为秦岭发动机，2002年6月1日上午，凝聚着西航航空人无数心血和汗水的秦岭发动机首飞成功。 2003年7月该发动机通过技术鉴定，从此，中国开始有了全国产的大推力涡扇发动机。

    斯贝发动机的原型改自民用发动机，因此也秉承了民用发动机耗油率低的特点。约翰牛的务实精神在斯贝发动机上体现得淋漓尽至；可靠，喘振余度高是斯贝的最大的特点，斯贝也正象一头老黄牛一样，勤勤恳恳，任劳任怨。斯贝是最早采用三元流技术的发动机，该理论是我国著名航空发动机专家吴仲华教授提出的。但是斯贝的推比却是长期以来一直被人们所诟病的，的确，斯贝的推比太低了，其推比与WP7相比也是非常低的，要知道WP7的原型Р11Ф-300发动机只是50年代初的技术，50年代中期的产品。罗罗也确有改进斯贝的计划，可最终因为需求少而迟迟没有启动，这里，读者不妨以另外一种发动机做比较，那就是雄猫之心 TF30，该发动机最早也是民用型，当时的代号叫JTF-10A，但未获得应用，1961年末，美国空海军提出了F111战术战斗机的设计要求，并选中 JTF10A的军用加力型TF30-P-1，该型发动机于1962年夏在B-45飞行试验台上开始飞行试验，1964年12月装于F111A首次飞行， 1965年8月完成定型试验，并用于F111A的发展型和头5架的生产型，，最初的TF30的推比只有5.0和斯贝MK202相同，而到了F111F所装的TF30-100型，其推比达到了6.3，类似的经历，不禁使人浮想联翩，既然TF30能从推比5.0提高到了6.3，那斯贝MK202呢??如果把斯贝的风扇换掉，使用高效率，高压比的风扇的话，斯贝的推力肯定可以增加不少，如果再替换高压段，采用预研的核心机技术，把高压压气机和高压涡轮换掉，更新燃烧室的话，推力肯定还会增加，在增推方面可以做的，在减重方面也可以做到，毕竟斯贝MK202的材料都是30年前的了，如果在压气机叶片上广泛采用钛合金，在高压涡轮叶片上采用单晶合金，并在涡轮盘材料上采用粉末盘，整体叶盘技术，风扇叶片采用复合材料，空心宽弦风扇叶片，这样重量完全可以大大减轻，由此可见斯贝推比增加的潜力是巨大的，短期估计能达到6.5，远期在7.0以上也是可能的。

    阿拉伯人的友谊

    中国和阿拉伯人的友谊源远流长，远自唐代就有交往，而在现代，中国人的武器更是源源不断的武装了我们的伊斯兰兄弟，看看中华人民共和国的武器出口史，可以说就是和阿拉伯世界的友谊史，当然有来就有往，我们付出了，就有了回报，70年代末，我们得到了我们想要的东西，米格21MF和米格23，附带的发动机我们也得到了，那就是Р13Ф-300和Р29。

    自从研制了Р11Ф-300以后，图曼斯基设计局一刻也没有停止过对该发动机的改进，随后的Р13Ф-300和Р25就是它的直系后代，当然在千里之外的中国，人们也在做着同样的努力，空心涡轮叶片的研制成功，使中国继美国之后成为第二个拥有该技术的国家，以致于若干年后罗罗的总师胡克看到这一成果时说的第一句话就是不虚此行。但随后的岁月里，封锁和动乱使WP7的改进陷于停滞，直到我们得到了Р13Ф-300，有很多人认为WP13就是Р13Ф-300 的仿制品，而国内的权威刊物则称该发动机是涡喷7的发展型，但笔者认为WP13既不可能是仿制品，也不可能就是简单的来自WP7，它极有可能是参照了 Р13Ф-300的设计，在WP7的基础上研制出来的，在研制过程中WP13开始在压气机上采用钛合金，取代了原本的合金钢，当然WP13也吸取了WS6 的成果，(WS6在风扇的用钛量上已经很高了)同时参照了WS6的结构，WP13的某些改型在涡轮叶片上用定向凝固合金取代了合金钢，这样既减轻了重量，又提高了涡前温度，WP13的空气流量相比WP7略有提高，尺寸也有所加大，加力燃烧室的火焰稳定器开始采用我国的沙丘驻涡技术，高压压气机级数相比 WP7增加了两级，这样压比也有所提高，循环参数的变化使WP13的推力明显增加，满足了80年代战斗机对发动机推力的需求，也使我国初步步入能参照设计研制中等军用加力涡喷发动机的国家，环顾当时的世界，除了几个发动机大国，美、英、法、苏之外，能做到这点的也只有中国了。日本和印度当时的情况都处于授权制造阶段，而且国产化率还很低，即使到了今天，日本也只不过是初步具有了研制中等推力发动机的能力，但成果还没出来，日本的中等推力大涵道比发动机XF －710至今还未研制成功，至于印度的卡佛里发动机研制完成还是遥遥无期，印度的基础设施建设还未搞好呢，印度卡佛里发动机的飞行台和高空台试车都是在俄罗斯进行，发动机的零部件转包给欧洲国家进行研制，印度人认为搞发动机就象搞软件一样轻松，可事实证明他们太天真了。印度象显然不能称为有自主研制能力的国家。

    WP13B是WP13的大改型发动机，主要的改进是更换了低压压气机，使低压压气机的压比增加，流量增大，效率提高。该系列发动机的研制始于91年，95 年进行性能摸底试车，当时达到的加力推力为68.65千牛(7吨)，不加力推力达到47.56千牛(4.859吨)，重量为1.28吨。96年春节过后上高空台用了2个月的时间进行了10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，99年被军方列为重点型号，02年6月16日进行全寿命考核长期试车，03年定型，13B2属于B的增推型号，推力约为7300KG，13F2是13B的适应性单发改型，97年8月顺利通过地面试车，98 年6月8日装歼7FS首飞。现13B2已开始配装歼八2F战斗机。

    纵观世界中等推力的涡喷发动机发展，7吨推力或许是个阶段性的标志，如果越过这个界标前面就是一片坦途，美国人的J79是这样，法国人的阿塔9K50是这样，英国人的埃汶300也是这样，俄罗斯人的R25更是这样，有了7吨推力的涡喷发动机，战斗机的研制基本就没问题了，尽管5吨推力的发动机就能实现2倍音速的飞行，但要实现更好的机动性和起飞性能，7吨是个临界点。

    在这些发动机中J79的重量最重，有1.8吨，几乎可以和大推力的F110发动机的重量相提并论，当然它出来也早，推比也低。但在当时，J79的重量是相当轻的。相比J57和J75，它轻多了，可以说J79是美利坚60，70年代的当家花旦。第一种超过2倍音速的单发战斗机F104，A5双发超音速攻击机，F4重型舰载制空战斗机用的都是它。甚至于犹太人的幼狮也想到了它。有了J79，幼狮的性能连高傲的美国人也不敢忽视，这也难怪，动力是自家的嘛。

    再看阿塔9K50，如果用一个词来形容法兰西人的动力，那就是勤勉，高卢人的喷气发动机是在条顿科学家的帮助之下发展起来的，从阿塔101到阿塔 9K50，高卢人搞了近20年，推力从1吨起步，一直搞到了7吨，尽管它还是单转子的，但法兰西人从此出师了，发动机四强的桂冠戴在了高卢雄鸡的头上，有了阿塔9K50，法国人也可以玩玩2倍音速常规布局的飞机了，虽然幻影F1的推比相比幻影3降下来了，可起降性能却上去了，如果说幻影3上用无尾布局是由于阿塔9B的推力太小的无奈之举，那现在看来阿塔9K50的推力是足够了。

    阿塔9K50发动机

    英吉利人的产品与其说是工业品，更不如说是艺术品，埃汶300也不例外，作为英国第一种轴流式发动机AJ.65的发展型，英国人从来就是精益求精，而且英吉利人从来相信慢工出细活，1945年，二战刚刚胜利的那年AJ.65就开始研制了，而埃汶300的研制开始于50年代，，1951年，罗罗在埃汶100 的基础上搞出了埃汶200，随后又搞出了埃汶300。埃汶300和闪电战斗机成为了一对绝配，闪电在短时间内的跨音速巡航，就得益于它有一颗强劲的心脏，闪电的加速性极好，甚至超过他的晚辈F15，要知道F15的推力几乎比闪电大一倍，而埃汶300的推比要比F15的发动机F100和F110小的多。

    R25的动力是强劲，任何人都不应该轻视他。60年代后期，图曼斯基设计局在P13-300的基础上发展出了P25-300发动机，并将他装备米格21比斯战斗机，P25主要做了如下改进。1)重新设计低压压气机，压比由8.85提高到9.1，进气流量也有所增大。2)为提高加力状态的推力，加力状态的喷口直径缩小了4~10厘米，涡前温度提高50~80度。R25虽然相比J79，阿塔9K50以及埃汶出来的要晚，但性能上却有过之而无不及，可以说在以上这些发动机中，R25的压比最低，压气机级数最少，但推力几乎和其它发动机相等，而且重量也较轻，有了R25，米格21比斯的增重才能成为现实。

    WP13B的出生相比以上这些发动机实在是太晚了，但晚未必是坏事，正因为有了WP13B我们才完成了从发动机制造国向发动机设计国的一次转型，可以说WP13就是一个转折点。

    至于R29，国内编号WP15， 国内曾想仿制，后来由于没有装机对象转入技术储备。

    高空台上的跨越

    中国很早就想搞高空台，高空台是一个发动机大国的标志。可长时期以来没有自己的高空台一直是中国航空动力人的悲哀，什么时候有中国人自己的高空台一直是中国几代航空人魂牵梦萦的心愿。

    高空台短时间内无法完成，航空人想到了飞行台。中国的发动机高空试验正是从086(226)飞行试验台起步的。该飞行台是在60年代确定方案，由轰6改装而来，1971年完成全部改装。226飞行试验台可以试直径1~1.5米，重量小于3.6吨，推力不超过16.5吨的各类涡喷和涡扇发动机，其试飞包线为高度1万2千米，最大M数0.88，最小飞行速度350KM/H。试验发动机安装在由弹舱改装的发动机吊舱内。试验过程中吊舱可以收放，应急时可以抛掉，以保证飞机安全。为防止被试发动机发生意外，吊舱配有很强的灭火系统，被试发动机由两名空中试验员操作，226飞行试验台可以在真实飞行条件下完成规范要求的试验项目和专题性攻关，预研项目。已进行过的试验项目有:

    发动机风车特性试验

    发动机空中起动试验

    发动机加、减速试验

    加力燃烧室接通、切断和工作稳定性试验

    发动机防喘系统试验

    进入80年代，086飞行试验台又进行了较大的改进和改装。该机经历了30多年的试飞生涯，担负了不少重要型号发动机的空中试飞，如WP5、WP6、 WP7、WP8、WP11、WP13、WP14、以及WS11、WEJ11等国产发动机。为国产战机定型和装备部队立下了汗马功劳，尤其值得指出的是1992年10月086进行国产验证型涡轮风扇发动机（太行的验证型）试验的时候，发动机风扇叶片在高速旋转下断裂并击穿了吊舱隔板，并打坏了母机右起落架的液压控制系统，造成该起落架无法正常收放，为保存这台来之不易的珍贵发动机，机组人员决定冒险进行2点着陆，虽然着陆造成右机翼损坏，但发动机却被完整的保存下来。如今,086飞行台已经退役,而第二代以伊尔76为平台的飞行台已经开始服役。

    飞行台虽然可以解燃眉之急，但高空台的有些数据是飞行台无法代替的，从1965年开始经历了30多年的建设之后，中国的高空台才傲然屹立于四川的崇山峻岭之间。有着亚洲第一台之称的SB101试车台（1号舱）是一个连续气源的直接连接式高空模拟试车台。可模拟飞行高度最大为25公里、模拟飞行速度最大为 2.5倍音速、满足标准海平面状态下空气流量为120公斤/秒的航空喷气发动机模拟试车的需要。之后我们在九五期间先后完成了SB121（3号舱）涡轴发动机试车台以及（4号舱）小型航空发动机试车台。“十五”期间，科工委批准了2#高空舱的建设立项，该项目是航空发动机行业内单台套设备投资最大的建设项目。

    2号高空舱建成之后，不仅可以满足我国新一代发动机研制高空模拟试验的需求，而且能够缓解现有的1号高空舱试验任务繁重的压力，还能够完善和拓展 SB101高空台的设备能力。当2号高空舱建设完成后，624所就建成了包括1号舱、2号舱、3号舱、4号舱在内的、能进行流量从2kg/s至 150kg/s的涡喷、涡扇、涡轴发动机高空模拟试验的高空台群。现在，2号舱已经开始施工建设，初步预计在2009年前后建成。

    在此我们不妨比较一下日本的试车台，日本的试车台93年开工，01年完成，流量在70KG/S，显而易见日本的高空台流量稍微低了点，直接的后果就是推力也稍低点。以日本的高空台的水平而言，要完成中推不算困难，但完成大推显然是很困难的。

    流量为700KG/S的巨型台一直是发动机强国的标志之一，有了700KG/S的巨型台，就能完成推力在20吨左右的大涵道比发动机，20吨也就是波音 747客机的单台发动机的推力，这也就意味着能研制超大型运输机了。就我国现在的实力而言还不能完成巨型台，但我相信随着我们国家国力的提高和大型飞机的上马，我们一定会在不久的将来实现我国在巨型台上零的突破。

    巍巍昆仑

    2002年5月21日，中国航空报发布了一则激动人心的消息，我国自行研制的第一台具有完全知识产权的昆仑涡喷发动机正式定型，从此之后，中国战机有了自己的“中国心”。昆仑发动机究竟是怎样的发动机。他的意义如何。这还要从1984年说起……

    1984，就在WS6下马的那一年，昆仑发动机开始进行验证机研制。606人擦干了眼泪又开始了研制新型发动机的尝试。经过2年零8个月的时间，验证机性能达标。当时昆仑发动机是选用了WP13发动机的三级低压压气机和缩小的斯贝的前7级高压压气机的叶片造型，另外根据涡扇6以及WP15等发动机的设计经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件研制昆仑发动机的。这是一个继承性大，技术风险小，投资较少，周期短的设计方案，可以说WS6的骨血在昆仑上得到一定程度的继承，就当时而言昆仑是中国人所能拿出的最好方案，他集合了中国所能掌握的发动机上的所有技术，而且基本上都是对原有发动机的继承。但事实证明，我们还太年轻，经验还很不够，就是这个不是很难的型号，中国整整用了18年。

    1987年发动机转入型号研制，当时正好赶上国家颁布国家军用标准（国军标GJB2410－87），于是国家规定，昆仑发动机要第一个贯彻国军标，而国军标是参考美军标Mil-E-5007D标准制定的涡喷涡扇发动机通用规范，为了贯彻国军标，606所首先组织编制了昆仑发动机型号规范，形成了规范手册，共600多条。

    高、低压压气机匹配问题是昆仑发动机研制初期遇到的一个最关键的技术问题。高、低压特性匹配好坏至关重要，它是整台发动机气动稳定性的基础。昆仑发动机早期高、低压匹配问题非常严重，给发动机研制造成很大影响。因高、低压匹配不好，高、中、低转速下都曾出现过失速和喘振问题。86年3月第l台验证机从01 次到03次试车，累积运转仅几个小时，就因低压J234压气机出口18片静叶尾流激振使高压1级凸肩叶片折断; 87年4月新修改设计的J234A低压压气机上全台发动机后，慢推力试车后无法加大推力试车，无论转换可调收敛喷管快慢都要引起高压或低压喘振;90年的第三批发动机机307-01次上台试车，当天就引起高压1级叶片断裂故障。由于高、低压匹配问题，使发动机在过渡过程或接、断加力过程经常发生喘振，因而严重地阻碍了早期发动机的研制工作进展。为了解决高、低压匹配问题，低压压气机先后设计了J234，J234A， J234B， J247等14种试验件;高压压气机也先后设计了J237，J237A等13种试验件。其中低压压气机最关键的改进设计是87年底一88年中的J247四级设计方案，重新设计了第3级并增加了第4级，使整个低压裕度较WP13原型有了很大提高。从此之后昆仑的低压压气机级数由3级增加到四级。之后，昆仑发动机于89年3月30日第一次实现了慢车到中间全程12秒加速性，于89年7月第一次实现了由慢车到全加力的全程加速性。高压压气机是在91年4月最后确定了J268放气方案，试验成功后J268于92年装整机，在昆仑4310发动机上最终实现了规范规定的全程加速性要求。至此，昆仑发动机高、低压匹配问题才得到了全面解决。研制过程中，高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，在1987底至1998年初的试车中，就出现了这样的问题，后来经查明，原来昆仑发动机采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却空心涡轮叶片技术，具有世界先进水平，被称为当代航空发动机技术王冠上的一颗明珠。一位某航空大国的著名专家曾经说过:谁掌握了这项技术，谁就拿到了研制先进航空发动机的"金钥匙"。在高温下高速旋转的涡轮工作叶片上，采用气膜冷却技术更因其设计难度大、加工精密复杂，连某航空发达国家的第4代战斗机的发动机也未采用。我国虽然有这方面研究的基础，但还没有工程应用的经验。这次断裂故障的发生就是由于叶片根部壁厚超差，气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成。原因找到后，运用改进创新工艺，严格控制操作规程和无损检测等措施，使这一重大技术难题得到圆满解决。经过5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好无损。此后通过大量考核，证明故障原因分析正确，排故措施有效，终于摘下这颗"王冠上的明珠"。

    1993年12月12日，昆仑进入试飞，装配歼8C战斗机进行试验。为了保证首飞，面对当时压气机喘振裕度不够，高压压气机和低压压气机工作不匹配的情况，特别是试车时，在中低转速下，经过多级增压的高速气流，在高压压气机那里不能顺畅通过，出现“喘振”现象的难关。经过反复讨论，昆仑的总师严成忠采纳了“两步走”方案：用“放气”方案保首飞；用“不放气”方案保定型。即第一步在高压压气机上设计“放气”装置，防止“喘振”，先保证“昆仑”首飞上天，为第二步解决“不放气”赢得时间，创造条件。经请示上级主管机关，方案获得批准。

    进入空中试飞后，随着试验环境的改变，试验项目的增加和试验难度的不断加大，以及我们对发动机研制规律认识方面的不足，发动机先后出现了管路渗漏油、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大，又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高空小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。

    与次同时，606所还按国军标的要求作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温试验、输油管路着火试验，吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻。不少试验在我国是首次进行，甚至连试验设备都没有，只能先从设计试验设备入手，接着制造、调试，有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后，要进行试验，但国内也不掌握试验技术，而国外严格保密，在资料上不可能查到，所以还要进行试验技术的研究。有的试验开始前就经过2~3年的先期准备。所以原型机研制就拖的时间比较长。就拿滑油中断试验来说，国军标的要求是最高转速时滑油中断30秒，发动机不出现任何损坏，而实际要做到这点是相当难的。俄罗斯的AL31F也只能做到中断17秒，最终606人还是成功了。

    再譬如说，为了达到拆后机身不拆承力环和机尾罩的维修性要求，昆仑的尾喷管必须比WP13要小，这就增加了难度，但我们还是做到了。由此昆仑发动机的单位迎风面积推力增加到了12200千克力/平方米。

    然而，“昆仑”试飞接近尾声时遇到了新的麻烦。１９９７年底在高空大马赫数试飞中，发动机出现喘振停车故障。总部机关成立以严成忠为组长的联合攻关组。严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定了进气道的工作状态，计算出了进气道与发动机的调整量。在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本质和原因，并提出了具体排故措施。但部分同志有疑虑。为了尽快统一认识，决定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。１９９８年新年前夕，严成忠飞回沈阳。他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要３个月，结果只用１８天。

    2001年5月21日，昆仑发动机在624所SB101高空台上完成了最后一次高原起动试验，从而为昆仑发动机在北京CS101台、IJYIAM u-4台和624 SB101台先后10次高空台摸底和考核试验划上了一个圆满的句号。2001年6月30日，昆仑发动机在606所A103台完成了QT150小时定型试验的最后一次终校试车，从而为昆仑发动机全面完成“合同”和“型号规范”规定的256项定型考核试验又划上了一个具有历史意义的圆满句号。2001年8月 21日，昆仑发动机配装歼八某型飞机总计飞行了658个架次、929个发动机工作小时之后，昆仑-533发动机在歼八某型-01架飞机上完成航定委批准的《昆仑涡轮喷气发动机设计定型试飞大纲》及空军提出的“补充功能检查”试飞科目规定的内容，至此，昆仑发动机设计定型试飞任务也己圆满完成。

    "昆仑"发动机在设计过程中，为了保证在空气流量、外廓尺寸、重量"三不变"的情况下，提高发动机性能必须采用先进技术。如选择比现役发动机高的热力循环参数，总增压比和涡轮前温度大幅度提高;带气动雾化喷嘴的环形燃烧室;复合式定向凝固无余量精铸气冷涡轮叶片，压气机高扩稳增益技术;大功率附件传动机匣;数字防喘控制技术、涡轮排气温度电子控制技术等等，在保证发动机性能大幅度提高的同时，还有高的可靠性。此外，在新材料、新工艺的运用以及试验、检验等多方面技术都有新的突破。相比WP13，其压比从9提高到14，低压压气机级数由3增加到4，高压压气机由5级增加到7 级，从压比可以看出昆仑接近于R25，也是我国发动机从低压比向高压比发展的一个跨越，在防喘方面，昆仑采用了压气机高扩稳增益技术和数字防喘技术，燃烧室由环管形变为环形并带有气动雾化喷嘴，另外昆仑的涡轮进口温度也达到1450K以上的水平，这对材料也提出了更高的要求，因而涡轮叶片采用了定向凝固材料，并采用了复合式无余量精铸工艺。2002年的珠海航展上。AVCI1又推出了昆仑发动机的最新改型昆仑2发动机，昆仑2在低压压气机部分采用了三元流技术，昆仑2验证机的推力达到了7.8吨，，昆仑2的单位迎风面积推力达到了13000千克力/平方米，在国内外，这个数据也是少见的。而单位迎风面积推力直接关系到推力和阻力的比，单位迎风面积推力越大，推力和阻力的比也就越大，飞机的平飞速度和加速性越好，作战性能和机动性就越好。据严成忠所言，由于昆仑2的转数相比昆仑还可以有2％的增长，因此至少还可以再增大200千克的推力，由此8吨级的昆仑2是完全可以预期的，利用昆仑发动机的核心机和低压压气机放大改进型，可以派生发展一种高性能、低成本的小涵道比加力涡扇发动机.其最大状态起飞推力可达83KN以上，其中间状态推力为55KN推力级.它适用于新的轻型歼击机，其不加力型则可用于教练/攻击机. 昆仑发动机左右可互换。减少备份发动机的台数，减少了发动机的采购费用。发动机寿命长，省油，减少了使用费用，发动机价格虽然比同类发动机略贵，但全寿命周期费用却大大降低。

    以下是俄罗斯空战网站对昆仑数据的猜测。

    压气机：轴流式，低压4级，高压7级

    燃烧室：环形燃烧室，带气动雾化喷嘴

    高低压涡轮：1级高压，1级低压，采用复合气冷定向凝固无余量精铸叶片

    加力燃烧室：全锥扩散器三圈带波褶裙边的V形火焰稳定器, 全长隔热屏以及

    尾喷管：蜗轮蜗杆机械同步可调收敛喷管

    控制系统：电气－机械液压式，数字防喘

    支承方案：高压转子0-2-0；低压转子采取1-2-0

    技术数据

    全加力状态推力(daN)

    昆仑/昆仑1 ≥7159

    昆仑2 ＞7653(先后达到7849，8134)

    昆仑3 8751（可能还会增加）

    中间状态推力(daN)

    昆仑/昆仑1 ≥5065

    昆仑2 ＞5389(现已达到5664)

    全加力状态耗油率

    昆仑/昆仑1 2.02

    昆仑2 1.84

    中间状态耗油率

    昆仑/昆仑1 1.0

    昆仑2 0.95

    昆仑3 0.84

    推重比

    昆仑/昆仑1 6.21

    昆仑2 7.0(现有7.21及7.47)

    昆仑3 8.05（后期型估计会到8.8）

    空气流量(kg/s)

    昆仑/昆仑1 67

    昆仑2 有所加大，具体不详

    涡轮进口温度(℃)

    昆仑/昆仑1 1200~1250

    总增压比

    13~14

    最大直径(mm)

    昆仑/昆仑1 882

    昆仑2 882

    长度(mm)

    昆仑/昆仑1 4625

    昆仑2 4619

    质量(kg)

    昆仑/昆仑1 1175

    昆仑2 1115(现已到1110)

    翻修期

    昆仑2 300(现已到400)

    寿命

    昆仑2 1500(现已到2000)

    从以上数据可以看出昆仑的发展潜力是十分巨大的，昆仑2仅仅是在低压段采用了三元流技术，如果在核心机上采用三元流技术的话，昆仑3发动机8.05的推比是完全可以预期的，据严成忠总师的估计，昆仑的推力增长20～30％完全没有问题，如果后期型结合推比10的研究成果推比达到9也不是没有可能。

    太行发动机，也叫涡扇10系列发动机，是在八十年代初期，中国航空研究院606所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，2004年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。太行发动机研制成功，标志着中国在自主研制航空发动机的道路上实现重大跨越，对今后加速我国航空发动机事业跨越式发展打下基础，对加强国防现代化建设具有十分重要的意义。

    悠悠太行

    概述

    太行发动机也叫涡扇10系列发动机是在八十年代初期，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）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，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，2004年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。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。

    主要型号

    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。

    原理结构

    主要原理

    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“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，增压比30，323 m/s和334 m/s，空流量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。

    技术结构

    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。

    设计理念

    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。

    技术指标

    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发动机

    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。

    主要性能

    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）。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。

    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。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。涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计2004年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。

    研究背景

    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。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。

    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。

    重要意义

    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。

    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。

    太行灵魂　　

    自主研发

    新中国成立60年来，中国的航空发动机走出了一条从测绘仿制、改进改型向自主研制转变的自强之路，成为世界上仅有的5个拥有自主研制航空发动机能力的国家。在这段光荣而沧桑的历史中，一个名字深深地镌刻在共和国的记忆中。他就是中国航空发动机科研事业的奠基人和开拓者——吴大观。他曾在学习笔记中写道：“在核心技术领域，一个伟大而自尊的民族决不能幻想别人的恩赐，自主创新之路，注定是一条艰辛之路，但更是一条希望之路。”正是这些话语点燃了中国航空事业的希望。航空发动机研制投入高、周期长，且技术研发难度大，因此在航空发动机领域，自主创新是一条艰苦卓绝的道路，更何况是在建国初期处于“一穷二白”的新中国。但吴大观却明知山有虎，偏向虎山行。吴大观很清楚，即使能从苏联引进发动机，但关键技术是学不到的，最终还是要靠自己进行自主研发。1956年9月，吴大观到沈阳黎明发动机制造厂出任新中国第一个发动机设计室主任。5年后，他在沈阳主持创建了我国第一个发动机设计研究所——国防部第六研究院航空发动机研究所。经过不懈的努力，1958年5月，由吴大观主持研制的中国第一台“喷发－1A”发动机试制成功并通过了20小时的长期试车。7月26日，我国装备着“喷发－1A”的“歼教－1”型飞机首次试飞成功。紧接着，1959 年9月，吴大观带头设计、试制的“红旗2号”喷气发动机上台试车，为庆祝国庆10周年献礼。

    自主创新

    1978年，吴大观负责英国“斯贝”发动机专利技术的引进和试制工作。他要求所有派出学习的技术人员对于每天学习到的东西都要整理成文。回国后他组织大家对学习成果进行集中总结，并将经验总结编写成3册厚厚的技术书籍。2003年9月，正当“斯贝”发动机全面国产化进入关键时刻，突然发生了叶片断裂故障，已经87岁高龄的吴大观在关键时刻再次赶到，帮助和指导技术人员进行故障调查和实验分析，保证了第二台发动机顺利通过了验证试车。在吴大观的努力下，沈阳航空发动机设计研究所建成了我国第一个初具规模的航空发动机试验基地，组织设计和建造了新中国第一批试验设备。2005年，我国自主设计的第一台大推力涡扇发动机——“太行”实现设计定型，标志着中国航空发动机行业完成了由仿制、测绘仿制向自主研制、自行发展的转变，中国战机从此将实现第二代机到第三代机的跨越。此外，吴大观主持编写的《涡喷、涡扇发动机通用规范》和《涡桨、涡轴发动机通用规范》，于1987年经国防科工委批准并颁布试行，填补了我国航空发动机通用标准规范的空白。吴大观一生都在为航空发动机的自主创新而不懈努力。2009年3月18日，93岁的吴大观安详地闭上了眼睛。弥留之际，唯一让他牵挂的还是中国航空事业的发展。从青春少年到耄耋老人，吴大观毫不动摇地坚持走自主创新之路，满腔热忱地为祖国的飞机提供动力，给中国的战机装上“中国心”！

 

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