国产航空发动机

1 全面介绍涡扇9“秦岭”涡扇发动机的最新性能以及MK205,Mk807，Mk821和TF-41发动机 中国航空发动机‐WS9 牌 号 涡扇9 用 途 军用涡扇发动机 类 型 涡轮风扇发动机 国 家 中国 厂 商 西安航空发动机公司 生产现状 现进行全国产化的批生产 装机对象 歼击轰炸机 研制情况 涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯∙罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。 英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F‐4K和F‐4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。 1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯∙罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月 13日完成150h持久试车。首批共制造4台。 按计划，当时应该接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使涡扇9国产化进度拖后，1983年 才取得初步进展。压缩机叶片的铸造技术到1988年才得以突破。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。 在2003年7月17日，国产化涡扇9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。实现全国产的涡扇9被命名为“秦岭” 2 2007年12月28日，凝聚着中国几代航空人心血与汗水的“秦岭”发动机通过生产定型，标志着我国航空发动机研制跨入一个新的阶段。 WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。 结构和系统 进 气 口 位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵。 风 扇 5级轴流式，风扇增压比为2.77。转子100%转速为9115r/min。A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1～5级静子叶片均为A /FLS精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5 级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。第2～4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级 盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2～5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。 高 压 压 气 机 12级轴流式，增压比为7.24。转子100%转速为12640r/min。不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1～12级静子叶片均用不锈钢 制成(进口导流叶片和第1～11级为S/SNV，第12 级为S/SJ2)。高压进口导流叶片可调。高压压气机转子为鼓盘式结构，第1～8级转子叶片材料为钛合金(其中第1～5级为T/AV，第6～8级为T /SZ)，第9～12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2～12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。 高 压 压 气 机 前轴用S/HBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。第1～6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造，第7～11级盘用S/SAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2～12级盘均为发夹形结构。高压压气机设置放气机构，用以防喘。 燃 烧 室 环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钴高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2，整体式结构。 高压涡轮 2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形榫头与盘联接。第1级导叶材料为钴基高温合金 HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。1、2级涡轮盘均 由N901高温合金制成，高压涡轮轴用S/CMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。 低压涡轮 2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金，均用无余量精铸而成。第1级转子叶片材料为镍基合金 N105，第2级转子叶片为镍基合金N80A。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。低压涡轮轴承采用弹性支承结构。 3 加 力 燃 烧 室 在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。 尾 喷 管 超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。 控制系统 以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。 燃油系统 使用RP‐1(GB438‐77)、RP‐2(GB1788‐79)或RP‐3(GB6537‐86)燃油。主燃油系统中，采用RLB‐4低压 燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB‐1，出口燃油压力为4140～8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT‐18。加力燃油系 统中，使用RQB‐1加力燃油流量调节器和RT‐19加力点火燃油控制器。 滑油系统 使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263‐91)高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR‐1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS‐1。 起动系统 使用DQ‐23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1.0454。 点火系统 使用DHQ‐13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ‐8A装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2.5J。 附 面 层 控制系统 从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%)，通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层，进行增升(力)，并改善飞机起降时的操纵性。 空气系统 一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。 支承系统 发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1‐2‐1支承形式，高压转子采取1‐2‐0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其 余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动 机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。 技术数据 最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气) 9126 最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气) 5449～5583 中间推力(daN)(不接通附面层控制放气) 4993 4 最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气) 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 空气流量(kg/s) 89.4～96.2 涵道比 0.62 总增压比 20.0 涡轮进口温度(℃) 1167 最大直径(mm) 1093 长度(mm)(喷口全开时) 5205 (喷口面积最小时) 5061 质量(kg)(不包括飞机附件) 1842 5 1# 追风逐日 RB168 Mk807 以Mk101和Mk555为基础改型发展而得。1983年意大利获得生产专利。现在由意大利和巴西共同生产。 RB168 Mk821 Mk807的推力增大型。1989年4月开始研制，1989年11月首次运转。 AMX 配备一台罗尔斯.罗伊斯低涵道比无加力的斯贝 RB.168 MK.807 型涡轮风扇发动机。该发动机能够提供 49.1 千牛推力，在意大利国内由菲亚特、皮亚乔和阿尔法-罗密欧三个公司组成的联合企业通过许可证生产该型发动机，而在巴西则由 CELMA 公司来完成。斯贝 RB.168 MK.807 型发动机是斯贝 101 发动机（用于英国霍克?西德利“海盗”攻击机）和民用的 RB.183 发动机（用于福克 F28“友谊”支线客机）的混合体。为 AMX 配备推力为 58.4 千牛的 RB.169 MK.821 发动机的试验也获得了成功，这可以作为可能的升级方案。菲亚特公司生产的 FA150 型“南船座”辅助动力单元（APU）用于启动 RB.168 MK.807 发动机并兼作地面动力，这使得该机能够在很少的地面设备支持下非常容易的启动 AMX是意大利和巴西两国合作研制的单座单发超音速轻型攻击机.jpg (26.5 KB)

我国涡扇10航空发动机内幕

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"?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

涡喷-5

涡喷-5

涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。

涡喷-5是一种离心式､单转子､带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。

涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。

涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛(2650公斤)，加力状态推力37千牛(3800公斤)涡喷-5系列主要有以下改型：

涡喷-5甲：沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。

涡喷-5乙：西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。

涡喷-5丙：西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。

涡喷-5丁：西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。

涡喷-6

涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制PA-9B喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器(北航高歌发明)成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了PA-9B所固有的振荡燃烧现象。涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。

最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷6甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能：

中国涡扇系列-涡扇 -9 （ WS-9 ）

资料来源：西北工业大学

涡扇 -9 （ WS-9 ） ：

用 途 军用涡扇发动机

类 型 涡轮风扇发动机

国 家 中国

厂 商 西安航空发动机公司

生产现状 用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产

装机对象 歼击轰炸机

概述：

涡扇 9 发动机是我国 70 年代中期根据从英国罗尔斯·罗伊斯公司购买的“斯贝”MK202 型涡扇发动机的生产许可证生产的一种中等推力发动机，也是我国第一种从西方国家以许可证方式引进的发动机，提高了我国航空发动机的研制水平。“秦岭”发动机( 涡扇 -9)是英国斯贝 MK202 发动机的国产型。 MK202

曾是英国皇家空军 F-4 “ 鬼怪 ” 式战斗机的标准发动机“斯贝”MK202 型是英国在 60 年代中期研制的一种性能较为先进的涡扇发动机，长 5025 毫米，直径 1093 毫米，重 1850 千克， 最大推力 54.5 千牛，加力推力 91.1 千牛，推重比 5.05 ，最大军用耗油率 0.684 千克 / 牛·小时，最大加力耗油率 2.0 千克/牛·小时，涵道比 0.62 ，与当时国内的涡喷发动机相比，具有推力大、耗油低、可维护性好、使用寿命长的特点。

历史：

70 年代，我国航空发动机工业受到“文化大革命”的影响，这个时期所生产的航空发动机的质量明显下降，性能上与当时的国际先进水平相比存在着很大差距。对这种不利的状况，周恩来总理在 11 月份召开的航空产品质量座谈会上语重心长地指出，“飞机的关键在发动机，发动机是心脏，心脏不好，问题不解决，何以打仗” 。周总理的话一针见血。会后，全国包括航空发动机厂在内的航空制造单位开始了全面的质量整顿，以保证现阶段研制生产的航空产品的质量要求，并考虑从国外引进先进技术的问题。从当时的国际环境看，要从国外航空发达国家引进先进发动机是有很大困难的，直接引进较先进的军用航空发动机的可能性较小。 1972 年，我国开始与英国接触，讨论引进其“斯贝”MK511 型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。1974 年，双方进入了实质性的谈判阶段，出人 意料的是，英方主动提出可以直接向我提供“斯贝”MK511 型的军用型“斯贝”MK202 型发动机的生产许可证，这对于我国无疑是一个意外的惊喜。1975 年 12 月 13 日，中、英双方签订了“斯贝”MK202 型发动机的引进合同，中国可以按许可证在国内生产组装该型发动机。“斯贝”MK202引进后，由西安航空发动机厂负责试制生产，国内称其为涡扇9发动机，标志着涡扇9发动机进入了一个全新的阶段。 经过西航集团公司五年的努力，部分国产化的涡扇9发动机顺利完成150小时试车，性能完全符合技术要求。1999 年下半年，涡扇 9 发动机全面国产化工作启动，西航集团公司以航空报国为己任，狠抓质量和管理，先后攻克了精铸（锻）无余空心量叶片、数字式电子控制系统等一系列技术难关，为涡扇 9 发动机全面国产化扫清了障碍。西航集团公司总装人员仅用了20天时间就按要求完成了总装任务，在成功进行两次冷运转后，于2000年底一次成功点火启动，国产化的涡扇9发动机被重新命名为“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；经过几十个架次的科目飞行，2003年7月，“秦岭”发动机国产化工程在西安通过技术鉴定，从而结束了我国国产涡扇发动机装备上的空白。