资料贴 发动机资料库

牌　　号　阿杜尔

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡

生产现状　生产

装机对象　MK101　　　　　　美洲虎(早期)

　　　　　MK102　　　　　　美洲虎

　　　　　MK104　　　　　　美洲虎

　　　　　MK151/-851　　　“鹰”T. MK1/1A/50

　　　　　MK801A　　　　　 T-2/F-1。

　　　　　MK804　　　　　　美洲虎(国际，早期)。

　　　　　MK811　　　　　　美洲虎(国际)。

　　　　　MK861　　　　　　“鹰”60、T-33。

　　　　　MK871　　　　　　“鹰”100、“鹰”200、M-99。

　　　　　MK881　　　　　　T-45A。

　　　　　F405-RR-400　　　T-45A。

　　　　　F405-RR-400A　　 T-45A。

　　　　　F405-RR-401　　　T-45A。

研制情况


　　阿杜尔发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司联合研制的一种双转子涡轮风扇发动机。它是为“美洲虎”教练攻击机设计的。1967年5月首次台架试验，1968年9月飞行试验，1972年2月MK101正式定型。1972年4月MK102定型，并开始批量生产。1970年6月，日本T-2教练机和F-1战斗机/支援机选用阿杜尔发动机，并由石川岛播磨重工业公司按许可证生产，日本编号为TF40-IHI-810A。1978年12月，英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司与印度政府签订一项3亿美元的协定，包括销售整机和在印度按许可证生产。

　　1965年，英法两国政府签定合作研制发动机备忘录，并于1966年6月组建联合研制公司。在该公司创建前，罗尔斯·罗伊斯公司和透博梅卡公司正在研究为军、民用飞机用的中等推力的发动机。罗尔斯·罗伊斯公司的发动机为RT.172，透博梅卡公司的发动机为T.260。为了满足“美洲虎”的要求，联合研制公司在RT.172和T.260发动机的基础上联合研制编号为RB.172/T.260发动机，后来命名为阿杜尔。英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司各承担50%的工作量。罗尔斯·罗伊斯公司负责研制燃烧室系统、高低压涡轮、低压轴、排气锥、混合器、滑油箱；透博梅卡公司负责其余部件，如压气机、机匣和外部传动装置、加力燃烧室喷管延伸段等。发动机部件按分工制造，然后运送到两国的总装线上进行最终装配。

　　发动机在设计过程中强调了低空性能和高空超音速性能，只要求使用中短时间加力，但要求巡航时经济性好。设计时采用了先进的气动设计，以使其结构简单紧凑，易于维护。发动机使用宽叶弦的钛合金风扇叶片，增强抵抗外来物的能力。可进行部分油门加力，即能在额定推力状态下，打开加力燃烧室。这样，飞机进场时，可以使用部分油门加力，飞行员可根据需要迅速推到最大加力位置，而不必再次点燃加力燃烧室。采用单元体设计(12个单元体)，允许发动机在外场不从飞机上拆下就能更换部件。在大多数情况下，仅要求进行简单的验收试验，所有附件都集中安装在发动机下面，可达性良好。发动机两侧有观察孔，插入孔探仪可检查低压压气机的前后及高压压气机前部。回油路中装有磁屑探测器，以监控轴承及齿轮故障。

　　据1994年报道：罗尔斯·罗伊斯公司已为T-45A飞机的F405-RR-401发动机制定了一项提高耐久性计划。目标是将燃烧室和涡轮的翻修寿命从1000h提高到2000h。主要是改进材料和冷却，如高压涡轮叶片的材料采用单晶叶片代替定向凝固叶片；低压涡轮叶片采用冷却的单晶叶片代替非冷却的单晶叶片。另外，2级风扇叶片采用钛合金叶片代替铝合金叶片。改善燃烧室冷却结构。

　　MK101　最初生产型。安装在法国空军首批40架“美洲虎”上。

　　MK102　在MK101上增加了部分油门加力状态，以减少加速到最大推力时的时间，并使加速平稳。

　　　　　 1972年4月定型。

　　MK104　为MK102的推力增大型，类似MK804，英国皇家空军早期的MK102也改装成MK104。

　　MK151　MK102的不加力型，部件和涡轮进口温度与MK102、MK801A相同，1975年定型。

　　MK851　是MK804的出口型。

　　MK801/-801A　日本专利生产，日本编号TF40-IHI-801A。除小的变动外，其余和MK102一样，

　　　　　　　　 1974年开始生产。

　　MK804/RT.176-26　MK102推力增大型，用于“美洲虎”出口型。首批生产型发动机在1975年年

　　　　　　　　　　 中交付给英国航空公司试飞，1976年定型，能与MK102互换安装。

　　MK811/RT.172-58　1978年2月首次运转，1980年定型，1982年初投入使用。与MK804可互换安

　　　　　　　　　　 装。全加力推力比MK102标准型增大15%。发动机采用了新的低压压气机、

　　　　　　　　　　 新的高压涡轮盘和提高冷却效果的高、低压涡轮叶片。

　　MK861　MK811的不加力型，与MK851可互换安装。1981年3月定型。装于7-45A飞机的发动机编

　　　　　 号为MK861-49，美军用编号为F405-RR-400。

　　MK871　阿杜尔最新的不加力型发动机，1984年开始研制。它采用了一个新的转速较高的全部

　　　　　 使用钛合金的低压压气机，改进了燃烧室，高效率的高压涡轮，采用了定向凝固和单

　　　　　 晶材料铸造的高压涡轮转子叶片，一个增强了的排气混合器和一个由罗尔斯·罗伊斯

　　　　　 公司及道蒂公司联合研制的新的发动机调节放大器。它的美海军编号为F405-RR-401。

　　　　　 F405发动机要求包括防海水侵蚀和安装特性，使用一个备份的燃油系统、提高电磁能

　　　　　 力、提供机载数据记录系统和舰载制氧系统。为解决T-45A滑行着落中响应慢的问题，

　　　　　 罗尔斯·罗伊斯公司制造几种发动机型号的燃油调节系统。

　　MK881　是一种新型号，在热天条件下推力比MK871高17%。采用了新的隔热涂层提高燃烧室寿

　　　　　 命，更长寿命的高、低压压气机，增加低、高压涡轮导向器叶片的能力、使用单晶高

　　　　　 压、低压涡轮转子叶片，提高高温状态下的寿命和全权数字式控制系统，并提供飞行

　　　　　 整个飞行包线内的发动机最佳响应。


结构和系统

  
进 气 口　皮托管式，由风扇机匣向前延伸形成。无进口导流叶片和径向支柱。

风　　扇　2级轴流式。早期型，采用铝合金叶片。后期的MK871用钛合金叶片。固定的静子叶片和出

　　　　　口导流叶片是钢制的。全长涵道直到加力燃烧室。

高　　压

压 气 机　5级轴流式，钛合金的宽弦叶片，静子叶片是钢制的。

燃 烧 室　环形。有18个气动雾化喷嘴。两个起动燃油喷嘴，两个火花塞。

高压涡轮　单级轴流式。气冷。涡轮机匣是钢制的，MK871早期型号是定向凝固合金叶片，后期的

　　　　　MK871采用单晶叶片。

低压涡轮　单级轴流式。早期的MK871使用非冷却的单晶叶片。后期的MK871使用冷却的单晶叶片。

加　　力

燃 烧 室　阿杜尔发动机有加力型和不加力型。加力型的加力燃烧室全程调节，结构紧凑，有4个同

　　　　　心喷油环和蒸发式火焰稳定器。

尾 喷 管　收敛-扩张式。4个作动筒，16个鱼鳞片，全程可调。

控制系统　全权数字式控制系统和燃油测量装置由联合技术汉密尔顿标准公司提供。加力控制系统

　　　　　由道蒂公司提供。

燃油系统　卢卡斯公司提供主燃油系统。1个MG100泵，压力11670kPa；FCU100流量控制器；

　　　　　司汽芯式加力燃油泵，压力6767kPa；普莱赛公司的BP250辅助泵。Jet A-1，JP-4，JP-5
           
           燃油。



滑油系统　回路系统，压力490kPa，综合式滑油系统。滑油规格MiL-L-7808，AIR3513，粘度3.5mm2/s。

起动系统　1台卢卡斯公司的起动机/发电机。

点火系统　罗塔克斯公司的NB3805(主燃烧室)和NB7108(加力燃烧室)高能电嘴。

防冰系统　引入冷却高压涡轮前轴承腔的冷空气用于进气锥防冰。

支承系统　共5个支点。高压转子2支点，低压转子3支点。其中3个为挤压油膜轴承。


技术数据


最大加力推力(daN)

　　阿杜尔MK101　　　　　　　3104

　　　　　MK102　　　　　　　3240

　　　　　MK104　　　　　　　3510

　　　　　MK801/-801A　　　　3240

　　　　　MK804/RT172-26　　 3576

　　　　　MK811/RT172-58　　 3736 

中间推力(daN)

　　阿杜尔MK101　　　　　　　2054

　　　　　MK151　　　　　　　2310

　　　　　MK801/-801A　　　　2275

　　　　　MK804/RT172-26　　 2366

　　　　　MK811/RT172-58　　 2455

　　　　　MK861　　　　　　　2530

　　　　　MK871　　　　　　　2600

　　　　　MK881　　　　　　　3040

　　　　　F405-RR-400　　　　2530

　　　　　F405-RR-400A　　　 2530

　　　　　F405-RR-401　　　　2600

起飞耗油率[kg/(daN·h)

　　阿杜尔MK102　　　　　　　0.754(中间)

巡航耗油率[H=11890m, N=0.8, kg/(daN·h)






牌　　号　阿杜尔

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡

生产现状　生产

装机对象　MK101　　　　　　美洲虎(早期)

　　　　　MK102　　　　　　美洲虎

　　　　　MK104　　　　　　美洲虎

　　　　　MK151/-851　　　“鹰”T. MK1/1A/50

　　　　　MK801A　　　　　 T-2/F-1。

　　　　　MK804　　　　　　美洲虎(国际，早期)。

　　　　　MK811　　　　　　美洲虎(国际)。

　　　　　MK861　　　　　　“鹰”60、T-33。

　　　　　MK871　　　　　　“鹰”100、“鹰”200、M-99。

　　　　　MK881　　　　　　T-45A。

　　　　　F405-RR-400　　　T-45A。

　　　　　F405-RR-400A　　 T-45A。

　　　　　F405-RR-401　　　T-45A。

研制情况


　　阿杜尔发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司联合研制的一种双转子涡轮风扇发动机。它是为“美洲虎”教练攻击机设计的。1967年5月首次台架试验，1968年9月飞行试验，1972年2月MK101正式定型。1972年4月MK102定型，并开始批量生产。1970年6月，日本T-2教练机和F-1战斗机/支援机选用阿杜尔发动机，并由石川岛播磨重工业公司按许可证生产，日本编号为TF40-IHI-810A。1978年12月，英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司与印度政府签订一项3亿美元的协定，包括销售整机和在印度按许可证生产。

　　1965年，英法两国政府签定合作研制发动机备忘录，并于1966年6月组建联合研制公司。在该公司创建前，罗尔斯·罗伊斯公司和透博梅卡公司正在研究为军、民用飞机用的中等推力的发动机。罗尔斯·罗伊斯公司的发动机为RT.172，透博梅卡公司的发动机为T.260。为了满足“美洲虎”的要求，联合研制公司在RT.172和T.260发动机的基础上联合研制编号为RB.172/T.260发动机，后来命名为阿杜尔。英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国透博梅卡公司各承担50%的工作量。罗尔斯·罗伊斯公司负责研制燃烧室系统、高低压涡轮、低压轴、排气锥、混合器、滑油箱；透博梅卡公司负责其余部件，如压气机、机匣和外部传动装置、加力燃烧室喷管延伸段等。发动机部件按分工制造，然后运送到两国的总装线上进行最终装配。

　　发动机在设计过程中强调了低空性能和高空超音速性能，只要求使用中短时间加力，但要求巡航时经济性好。设计时采用了先进的气动设计，以使其结构简单紧凑，易于维护。发动机使用宽叶弦的钛合金风扇叶片，增强抵抗外来物的能力。可进行部分油门加力，即能在额定推力状态下，打开加力燃烧室。这样，飞机进场时，可以使用部分油门加力，飞行员可根据需要迅速推到最大加力位置，而不必再次点燃加力燃烧室。采用单元体设计(12个单元体)，允许发动机在外场不从飞机上拆下就能更换部件。在大多数情况下，仅要求进行简单的验收试验，所有附件都集中安装在发动机下面，可达性良好。发动机两侧有观察孔，插入孔探仪可检查低压压气机的前后及高压压气机前部。回油路中装有磁屑探测器，以监控轴承及齿轮故障。

　　据1994年报道：罗尔斯·罗伊斯公司已为T-45A飞机的F405-RR-401发动机制定了一项提高耐久性计划。目标是将燃烧室和涡轮的翻修寿命从1000h提高到2000h。主要是改进材料和冷却，如高压涡轮叶片的材料采用单晶叶片代替定向凝固叶片；低压涡轮叶片采用冷却的单晶叶片代替非冷却的单晶叶片。另外，2级风扇叶片采用钛合金叶片代替铝合金叶片。改善燃烧室冷却结构。

　　MK101　最初生产型。安装在法国空军首批40架“美洲虎”上。

　　MK102　在MK101上增加了部分油门加力状态，以减少加速到最大推力时的时间，并使加速平稳。

　　　　　 1972年4月定型。

　　MK104　为MK102的推力增大型，类似MK804，英国皇家空军早期的MK102也改装成MK104。

　　MK151　MK102的不加力型，部件和涡轮进口温度与MK102、MK801A相同，1975年定型。

　　MK851　是MK804的出口型。

　　MK801/-801A　日本专利生产，日本编号TF40-IHI-801A。除小的变动外，其余和MK102一样，

　　　　　　　　 1974年开始生产。

　　MK804/RT.176-26　MK102推力增大型，用于“美洲虎”出口型。首批生产型发动机在1975年年

　　　　　　　　　　 中交付给英国航空公司试飞，1976年定型，能与MK102互换安装。

　　MK811/RT.172-58　1978年2月首次运转，1980年定型，1982年初投入使用。与MK804可互换安

　　　　　　　　　　 装。全加力推力比MK102标准型增大15%。发动机采用了新的低压压气机、

　　　　　　　　　　 新的高压涡轮盘和提高冷却效果的高、低压涡轮叶片。

　　MK861　MK811的不加力型，与MK851可互换安装。1981年3月定型。装于7-45A飞机的发动机编

　　　　　 号为MK861-49，美军用编号为F405-RR-400。

　　MK871　阿杜尔最新的不加力型发动机，1984年开始研制。它采用了一个新的转速较高的全部

　　　　　 使用钛合金的低压压气机，改进了燃烧室，高效率的高压涡轮，采用了定向凝固和单

　　　　　 晶材料铸造的高压涡轮转子叶片，一个增强了的排气混合器和一个由罗尔斯·罗伊斯

　　　　　 公司及道蒂公司联合研制的新的发动机调节放大器。它的美海军编号为F405-RR-401。

　　　　　 F405发动机要求包括防海水侵蚀和安装特性，使用一个备份的燃油系统、提高电磁能

　　　　　 力、提供机载数据记录系统和舰载制氧系统。为解决T-45A滑行着落中响应慢的问题，

　　　　　 罗尔斯·罗伊斯公司制造几种发动机型号的燃油调节系统。

　　MK881　是一种新型号，在热天条件下推力比MK871高17%。采用了新的隔热涂层提高燃烧室寿

　　　　　 命，更长寿命的高、低压压气机，增加低、高压涡轮导向器叶片的能力、使用单晶高

　　　　　 压、低压涡轮转子叶片，提高高温状态下的寿命和全权数字式控制系统，并提供飞行

　　　　　 整个飞行包线内的发动机最佳响应。


结构和系统

  
进 气 口　皮托管式，由风扇机匣向前延伸形成。无进口导流叶片和径向支柱。

风　　扇　2级轴流式。早期型，采用铝合金叶片。后期的MK871用钛合金叶片。固定的静子叶片和出

　　　　　口导流叶片是钢制的。全长涵道直到加力燃烧室。

高　　压

压 气 机　5级轴流式，钛合金的宽弦叶片，静子叶片是钢制的。

燃 烧 室　环形。有18个气动雾化喷嘴。两个起动燃油喷嘴，两个火花塞。

高压涡轮　单级轴流式。气冷。涡轮机匣是钢制的，MK871早期型号是定向凝固合金叶片，后期的

　　　　　MK871采用单晶叶片。

低压涡轮　单级轴流式。早期的MK871使用非冷却的单晶叶片。后期的MK871使用冷却的单晶叶片。

加　　力

燃 烧 室　阿杜尔发动机有加力型和不加力型。加力型的加力燃烧室全程调节，结构紧凑，有4个同

　　　　　心喷油环和蒸发式火焰稳定器。

尾 喷 管　收敛-扩张式。4个作动筒，16个鱼鳞片，全程可调。

控制系统　全权数字式控制系统和燃油测量装置由联合技术汉密尔顿标准公司提供。加力控制系统

　　　　　由道蒂公司提供。

燃油系统　卢卡斯公司提供主燃油系统。1个MG100泵，压力11670kPa；FCU100流量控制器；

　　　　　司汽芯式加力燃油泵，压力6767kPa；普莱赛公司的BP250辅助泵。Jet A-1，JP-4，JP-5
           
           燃油。



滑油系统　回路系统，压力490kPa，综合式滑油系统。滑油规格MiL-L-7808，AIR3513，粘度3.5mm2/s。

起动系统　1台卢卡斯公司的起动机/发电机。

点火系统　罗塔克斯公司的NB3805(主燃烧室)和NB7108(加力燃烧室)高能电嘴。

防冰系统　引入冷却高压涡轮前轴承腔的冷空气用于进气锥防冰。

支承系统　共5个支点。高压转子2支点，低压转子3支点。其中3个为挤压油膜轴承。


技术数据


最大加力推力(daN)

　　阿杜尔MK101　　　　　　　3104

　　　　　MK102　　　　　　　3240

　　　　　MK104　　　　　　　3510

　　　　　MK801/-801A　　　　3240

　　　　　MK804/RT172-26　　 3576

　　　　　MK811/RT172-58　　 3736 

中间推力(daN)

　　阿杜尔MK101　　　　　　　2054

　　　　　MK151　　　　　　　2310

　　　　　MK801/-801A　　　　2275

　　　　　MK804/RT172-26　　 2366

　　　　　MK811/RT172-58　　 2455

　　　　　MK861　　　　　　　2530

　　　　　MK871　　　　　　　2600

　　　　　MK881　　　　　　　3040

　　　　　F405-RR-400　　　　2530

　　　　　F405-RR-400A　　　 2530

　　　　　F405-RR-401　　　　2600

起飞耗油率[kg/(daN·h)

　　阿杜尔MK102　　　　　　　0.754(中间)

巡航耗油率[H=11890m, N=0.8, kg/(daN·h)

拉扎克涡轮风扇发动机牌　　号　

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　透博梅卡/国营航空发动机研究制造公司

生产现状　生产

装机对象　达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”

　　　　　04-H20 印度的新型单发教练机HJT36

　　　　　04-R20　俄罗斯MiG-AT飞机

研制情况

　　拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后

来主要用于军用教练/攻击机。研制工作于1968年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机和附件传动齿轮箱，SNECMA公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系统。1969年5月，拉扎克

01首次试车。1972年5月，标准生产型拉扎克05首次试车，1975年5月定型。在定型前共积累10000h试车，包括高空模拟试验和飞行试验。

　　投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。

　　1993年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克04R20发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT可能于1995年首飞。

　　Snecma Moteurs公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗斯发动机制造商Klimov组成团队，提高Larzac发动机的推力到1504 dN，同时也与俄罗斯的EGA公司合作开发一

个全新的数字控制系统，并安装在改进后的Larzac发动机上。最近 Larzac 04-H20 型发动机已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36提供动力。发动机在

2001年初期已开始试装，于2002年6月第一台发动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200台Larzac 发动机。俄罗斯飞机制造商MiG 已选择04-R20 型发动机

为MiG-AT飞机提供动力。预计在2002年下半年完成俄罗斯取证。

结构和系统

进 气 口　环形，无进口导流叶片，带防冰的进气锥。

风　　扇　2级轴流式。

高　　压

压 气 机　4级轴流式。转速22000r/min。

燃 烧 室　环形。气膜冷却。20个双路蒸发管燃油喷雾系统。

高压涡轮　单级轴流式。气冷。采用主动叶尖间隙控制。

低压涡轮　单级轴流式。叶尖带冠。

尾 喷 管　固定面积，内外涵分别排气。

控制系统　机械液压式。保持涡轮进口温度不变。


技术数据

起飞推力(daN)

　　拉扎克04C6　　　　　　　1320

　　　　　-C20　　　　　　　1423

　　　　　-H20　　　　　　　1423

　　　　　-R20　　　　　　　1423

起飞耗油率[kg/(daN·h)]　　 0.724

　　　　　-C20　　　　　　　0.76

　　　　　-H20　　　　　　　0.76

　　　　　-R20　　　　　　　0.76

推重比　　　　　　　　　　　4.64

空气流量(kg/s)

　　拉扎克04C6　　　　　　　28

　　　　　-C20　　　　　　　28.6

　　　　　-H20　　　　　　　28.6

　　　　　-R20　　　　　　　28.6

涵道比

　　拉扎克04C6　　　　　　　1.13

　　　　　-C20　　　　　　　1.04

　　　　　-H20　　　　　　　1.04

　　　　　-R20　　　　　　　1.04

总增压比

　　拉扎克04C6　　　　　　　10.6

　　　　　-C20　　　　　　　11.1

　　　　　-H20　　　　　　　11.1

　　　　　-R20　　　　　　　11.1

涡轮进口温度(℃)

　　拉扎克04C6　　　　　　　1130

　　　　　-C20　　　　　　　1160

　　　　　-H20　　　　　　　1160

　　　　　-R20　　　　　　　1160

直径(mm)　　　　　　　　　　602

进口直径(mm)

　　　　　-C20　　　　　　　452

　　　　　-H20　　　　　　　452

　　　　　-R20　　　　　　　452

长度(mm)　　　　　　　　　　1179

　　　　　-C20　　　　　　　1187

　　　　　-H20　　　　　　　1187

　　　　　-R20　　　　　　　1187

质量(kg)　　　　　　　　　　290

　　　　　-C20　　　　　　　295

　　　　　-H20　　　　　　　295
　　　　　-R20　　　　　　　295



法兰西巡逻兵的阿尔法喷气装的就是拉札克


拉扎克涡轮风扇发动机牌　　号　

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　透博梅卡/国营航空发动机研究制造公司

生产现状　生产

装机对象　达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”

　　　　　04-H20 印度的新型单发教练机HJT36

　　　　　04-R20　俄罗斯MiG-AT飞机

研制情况

　　拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后

来主要用于军用教练/攻击机。研制工作于1968年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机和附件传动齿轮箱，SNECMA公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系统。1969年5月，拉扎克

01首次试车。1972年5月，标准生产型拉扎克05首次试车，1975年5月定型。在定型前共积累10000h试车，包括高空模拟试验和飞行试验。

　　投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。

　　1993年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克04R20发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT可能于1995年首飞。

　　Snecma Moteurs公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗斯发动机制造商Klimov组成团队，提高Larzac发动机的推力到1504 dN，同时也与俄罗斯的EGA公司合作开发一

个全新的数字控制系统，并安装在改进后的Larzac发动机上。最近 Larzac 04-H20 型发动机已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36提供动力。发动机在

2001年初期已开始试装，于2002年6月第一台发动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200台Larzac 发动机。俄罗斯飞机制造商MiG 已选择04-R20 型发动机

为MiG-AT飞机提供动力。预计在2002年下半年完成俄罗斯取证。

结构和系统

进 气 口　环形，无进口导流叶片，带防冰的进气锥。

风　　扇　2级轴流式。

高　　压

压 气 机　4级轴流式。转速22000r/min。

燃 烧 室　环形。气膜冷却。20个双路蒸发管燃油喷雾系统。

高压涡轮　单级轴流式。气冷。采用主动叶尖间隙控制。

低压涡轮　单级轴流式。叶尖带冠。

尾 喷 管　固定面积，内外涵分别排气。

控制系统　机械液压式。保持涡轮进口温度不变。


技术数据

起飞推力(daN)

　　拉扎克04C6　　　　　　　1320

　　　　　-C20　　　　　　　1423

　　　　　-H20　　　　　　　1423

　　　　　-R20　　　　　　　1423

起飞耗油率[kg/(daN·h)]　　 0.724

　　　　　-C20　　　　　　　0.76

　　　　　-H20　　　　　　　0.76

　　　　　-R20　　　　　　　0.76

推重比　　　　　　　　　　　4.64

空气流量(kg/s)

　　拉扎克04C6　　　　　　　28

　　　　　-C20　　　　　　　28.6

　　　　　-H20　　　　　　　28.6

　　　　　-R20　　　　　　　28.6

涵道比

　　拉扎克04C6　　　　　　　1.13

　　　　　-C20　　　　　　　1.04

　　　　　-H20　　　　　　　1.04

　　　　　-R20　　　　　　　1.04

总增压比

　　拉扎克04C6　　　　　　　10.6

　　　　　-C20　　　　　　　11.1

　　　　　-H20　　　　　　　11.1

　　　　　-R20　　　　　　　11.1

涡轮进口温度(℃)

　　拉扎克04C6　　　　　　　1130

　　　　　-C20　　　　　　　1160

　　　　　-H20　　　　　　　1160

　　　　　-R20　　　　　　　1160

直径(mm)　　　　　　　　　　602

进口直径(mm)

　　　　　-C20　　　　　　　452

　　　　　-H20　　　　　　　452

　　　　　-R20　　　　　　　452

长度(mm)　　　　　　　　　　1179

　　　　　-C20　　　　　　　1187

　　　　　-H20　　　　　　　1187

　　　　　-R20　　　　　　　1187

质量(kg)　　　　　　　　　　290

　　　　　-C20　　　　　　　295

　　　　　-H20　　　　　　　295
　　　　　-R20　　　　　　　295



法兰西巡逻兵的阿尔法喷气装的就是拉札克

阿塔系列


阿塔系列

继续
M53涡轮风扇发动机牌　　号　M53

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　国营航空发动机研究制造公司

生产现状　生产

装机对象　M53-2　　“幻影”2000原型机。

　　　　　M53-5　　“幻影”4000原型机。

　　　　　M53-P2　 “幻影”2000。

　　　　　M53-PX2 “幻影”2000。

研制情况


　　为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中

试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“

超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的

耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。 M53服役计划将超过2025年。

　　M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩

短约1米。

　　M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。

该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。

　　M53-2　　早期的原型机。

　　M53-5　　在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2

　　　　　　 基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。

　　M53-P2　 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设 

　　　　　　 计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985

　　　　　　 年1月开始生产。

　　M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持

尖端性能。


结构和系统


进 气 口　环形，带尖进气锥，用热空气防冰。

风　　扇　3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结

　　　　　构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。

压 气 机　5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子

　　　　　是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。

燃 烧 室　环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段

　　　　　用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。

涡　　轮　2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器

　　　　　叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。

加　　力

燃 烧 室　平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。

　　　　　隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。

尾 喷 管　可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为

　　　　　2850～5550cm2。

控制系统　M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，

　　　　　还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为

　　　　　全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。

燃油系统　来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各

　　　　　自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或

　　　　　JP-4。

滑油系统　由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。

　　　　　单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。

起动系统　燃气涡轮起动机。

点火系统　主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。


技术数据  


加力推力(daN)

　　M53-2　　　　　8330

　　M53-5　　　　　8820

　　M53-P2　　　　 9500

中间推力(daN)

　　M53-5　　　　　5440

　　M53-P2　　　　 6330

加力耗油率[kg/(daN·h)

　　M53-5　　　　　2.09

　　M53-P2　　　　 2.12

中间耗油率[kg/(daN·h)

　　M53-5　　　　　0.887

　　M53-P2　　　　 0.907

推重比

　　M53-5　　　　　6.12

　　M53-P2　　　　 6.56

空气流量(kg/s)

　　M53-5　　　　　86

　　M53-P2　　　　 94

涵道比

　　M53-2，-5　　　0.35

　　M53-P2　　　　 0.36 

总增压比

　　M53-P2　　　　 9.8

涡轮进口温度(℃)

　　M53-2　　　　　1200

　　M53-5　　　　　1230

　　M53-P2　　　　 1260

直径(mm)　　　　　 1055

长度(mm)

　　M53-P2　　　　 5070

　　M53-5　　　　　4844

质量(kg)

　　M53-5　　　　　1470
　　M53-P2　　　　 1478


继续
M53涡轮风扇发动机牌　　号　M53

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　国营航空发动机研究制造公司

生产现状　生产

装机对象　M53-2　　“幻影”2000原型机。

　　　　　M53-5　　“幻影”4000原型机。

　　　　　M53-P2　 “幻影”2000。

　　　　　M53-PX2 “幻影”2000。

研制情况


　　为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中

试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“

超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的

耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。 M53服役计划将超过2025年。

　　M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩

短约1米。

　　M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。

该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。

　　M53-2　　早期的原型机。

　　M53-5　　在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2

　　　　　　 基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。

　　M53-P2　 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设 

　　　　　　 计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985

　　　　　　 年1月开始生产。

　　M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持

尖端性能。


结构和系统


进 气 口　环形，带尖进气锥，用热空气防冰。

风　　扇　3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结

　　　　　构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。

压 气 机　5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子

　　　　　是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。

燃 烧 室　环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段

　　　　　用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。

涡　　轮　2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器

　　　　　叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。

加　　力

燃 烧 室　平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。

　　　　　隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。

尾 喷 管　可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为

　　　　　2850～5550cm2。

控制系统　M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，

　　　　　还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为

　　　　　全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。

燃油系统　来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各

　　　　　自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或

　　　　　JP-4。

滑油系统　由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。

　　　　　单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。

起动系统　燃气涡轮起动机。

点火系统　主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。


技术数据  


加力推力(daN)

　　M53-2　　　　　8330

　　M53-5　　　　　8820

　　M53-P2　　　　 9500

中间推力(daN)

　　M53-5　　　　　5440

　　M53-P2　　　　 6330

加力耗油率[kg/(daN·h)

　　M53-5　　　　　2.09

　　M53-P2　　　　 2.12

中间耗油率[kg/(daN·h)

　　M53-5　　　　　0.887

　　M53-P2　　　　 0.907

推重比

　　M53-5　　　　　6.12

　　M53-P2　　　　 6.56

空气流量(kg/s)

　　M53-5　　　　　86

　　M53-P2　　　　 94

涵道比

　　M53-2，-5　　　0.35

　　M53-P2　　　　 0.36 

总增压比

　　M53-P2　　　　 9.8

涡轮进口温度(℃)

　　M53-2　　　　　1200

　　M53-5　　　　　1230

　　M53-P2　　　　 1260

直径(mm)　　　　　 1055

长度(mm)

　　M53-P2　　　　 5070

　　M53-5　　　　　4844

质量(kg)

　　M53-5　　　　　1470
　　M53-P2　　　　 1478

M53用于幻影2000

M53用于幻影2000

牌　　号　M88

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　国营航空发动机研究制造公司

生产现状　生产

装机对象　M88-1　　　“阵风”A。

       　M88-2　　　“阵风”D(早期型)。

       　M88-3　　　“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。

       　CFM88　　　行政机和支线飞机。

研制情况


　　M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，
1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验
，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任
务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮
盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故
障间隔时间100～150h。

　　M88-1　结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温

       　 度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。

　　M88-2　标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号

       　 方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油

       　 率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部

       　 采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4

　　M88-3　考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。

       　 预计1999～2000年可供使用。

　　M88-4　拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低

       　 压涡轮和加力燃烧室。

　　M88-2S/M88-3S　分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计本世纪末可供

             　 使用。

　　CFM88　在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座

       　 的支线飞机。

结构和系统

进 气 口　环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。

风　　扇　3级轴流式。

压 气 机　6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。

燃 烧 室　环形。多孔气膜冷却。L/H=2。

高压涡轮　单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，

       　生产型用N18合金。

低压涡轮　单级轴流式。气冷。

加　　力

燃 烧 室　整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。

尾 喷 管　引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。

控制系统　ELECM的双余度FADEC。


技术数据


最大加力推力(daN)

　　M88-1      8318

　　M88-2      7500

　　M88-3      8000～9300

中间推力(daN)

　　M88-2      4871

加力耗油率[kg/(daN•h)

　　M88-2      1.80

中间耗油率[kg/(daN•h)]

　　M88-2      0.898

推重比

　　M88-2      9.0

空气流量(kg/s)

　　M88-2      65

　　M88-3 72

涵道比

　　M88-2      0.5

　　M88-3 0.3

总增压比

　　M88-1      24

　　M88-2      24.5

　　M88-3 27

涡轮进口温度(℃)

　　M88-2      1577

　　M88-3 1577

最大直径(mm)

　　M88-2      1003

进口直径(mm)

　　M88-2      696

　　M88-3      790

长度(mm)

　　M88-2      3538

　　M88-3      3618

质量(kg)

　　M88-2     850
　　M88-3     985


牌　　号　M88

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　法国

厂　　商　国营航空发动机研究制造公司

生产现状　生产

装机对象　M88-1　　　“阵风”A。

       　M88-2　　　“阵风”D(早期型)。

       　M88-3　　　“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。

       　CFM88　　　行政机和支线飞机。

研制情况


　　M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，
1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验
，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任
务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮
盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故
障间隔时间100～150h。

　　M88-1　结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温

       　 度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。

　　M88-2　标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号

       　 方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油

       　 率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部

       　 采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4

　　M88-3　考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。

       　 预计1999～2000年可供使用。

　　M88-4　拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低

       　 压涡轮和加力燃烧室。

　　M88-2S/M88-3S　分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计本世纪末可供

             　 使用。

　　CFM88　在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座

       　 的支线飞机。

结构和系统

进 气 口　环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。

风　　扇　3级轴流式。

压 气 机　6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。

燃 烧 室　环形。多孔气膜冷却。L/H=2。

高压涡轮　单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，

       　生产型用N18合金。

低压涡轮　单级轴流式。气冷。

加　　力

燃 烧 室　整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。

尾 喷 管　引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。

控制系统　ELECM的双余度FADEC。


技术数据


最大加力推力(daN)

　　M88-1      8318

　　M88-2      7500

　　M88-3      8000～9300

中间推力(daN)

　　M88-2      4871

加力耗油率[kg/(daN•h)

　　M88-2      1.80

中间耗油率[kg/(daN•h)]

　　M88-2      0.898

推重比

　　M88-2      9.0

空气流量(kg/s)

　　M88-2      65

　　M88-3 72

涵道比

　　M88-2      0.5

　　M88-3 0.3

总增压比

　　M88-1      24

　　M88-2      24.5

　　M88-3 27

涡轮进口温度(℃)

　　M88-2      1577

　　M88-3 1577

最大直径(mm)

　　M88-2      1003

进口直径(mm)

　　M88-2      696

　　M88-3      790

长度(mm)

　　M88-2      3538

　　M88-3      3618

质量(kg)

　　M88-2     850
　　M88-3     985

占楼1111111111111111111111111111111111

占楼1111111111111111111111111111111111

以上为法国的几种主要军用涡扇涡喷发动机

以上为法国的几种主要军用涡扇涡喷发动机

占楼1111111111111111111111111111111111

占楼1111111111111111111111111111111111

牌　　号　威派尔

用　　途　军用/民用涡喷发动机

类　　型　涡轮喷气发动机

国　　家　英国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司

生产现状　生产

装机对象　威派尔11/21　　“金迪维克”Mk4A靶机，“喷气校长”Mk4，Mk5教练机，HJT-16“光线”

　　　　　　　　　　　　　Mk1/1A教练机，MB.326攻击机。

　　　　　威派尔500系列　“金迪维克”Mk5靶机，HS-125公务机，PD.808，MB.326G/GB，

　　　　　　　　　　　　　HS-12，BAC/BAe“攻击能手”教练机。

　　　　　威派尔600系列　MB.339A教练机(JPATS)，HS-125-600公务机，BH-600公务机，

　　　　　　　　　　　　 G-4/4M教练/攻击机。

　　　　　RB582-01　　　 MB.339A教练机(JPATS)。

研制情况


　　1948年初，英国与澳大利亚政府决定合作研制一种靶机，用以发展远程导弹，并决定由当时的阿姆斯特朗·西德利公司研制该靶机的一次性使用动力，即威派尔涡喷发动机。1951年首台威派尔开始运转。1952年用于“金迪维克”靶机，次年威派尔开始投入生产。

　　威派尔发动机的发展历史悠久，第一种威派尔编号为A.S.V.1(推力466daN)，接着有A.S.V.2(推力701daN)、A.S.V.3(推力731daN)、A.S.V.4(推力780daN)、A.S.V.5(推力843daN)、A.S.V.7(长寿命型，推力780daN)和A.S.V.7R(加力型，推力1098daN)。1955年A.S.V.8完成150h定型试验，接着又将A.S.V.8的转速和涡轮进口温度提高，发展了A.S.V.9(推力829daN)和A.S.V.10(推力890daN)。在增加了A.S.V.8的空气流量后，又发展出A.S.V.11(即威派尔11，推力1113daN)。

　　在A.S.V.11的压气机前增加零级(由7级变为8级)，使增压比和空气流量分别提高30%和20%后，成为威派尔500系列(推力1358～1471daN)。
  
　　将威派尔500系列发动机的进口导流叶片取消，重新设计第1级压气机转子叶片和前3级整流叶片，缩短燃烧室长度并将1级涡轮改成2级，发展成威派尔600系列，推力提高到1670～1781daN。

　　威派尔发动机开始是为无人靶机设计的一次性使用的发动机。虽然后来已发展成长寿命的军用、民用航空发动机，但在后来的改型中仍保留了短寿命发动机的特点：结构简单、零件数目少、质量轻、循环参数低，中、后轴承采用了非循环全耗式滑油系统。威派尔各型发动机的翻修寿命分别为：11型1400h；500系列的军用型1000h；民用型1600h；632型军用型为1000h，民用型为1600h。

　　目前，威派尔500系列和该系列以前的各型威派尔发动机已不再生产，现在生产和使用中的主要改型为：

　　威派尔600系列　该系列是由罗尔斯·罗伊斯公司与意大利菲亚特公司合作发展的，菲亚特公司负责燃烧室、涡轮轴、尾喷管，罗尔斯·罗伊斯公司负责其余部件。威派尔633为加力型，采用双角形火焰稳定器、热射流点火和闭环喷管控制。威派尔680是威派尔的最新改型，推力比威派尔632(非加力型)大15%，主要改进是加大了发动机进口面积和涡轮转速并修改了叶片的角度。

　　RB582－01　1990年后期由罗尔斯·罗伊斯公司发展的一种新的威派尔改型，额定推力1779daN。该发动机的主要特点是采用较低的工作温度，降功率使用，以获得较低的寿命期费用，同时改变了齿轮箱位置，以便维修；改变了某些材料，以满足用于美国飞机MB.339A的要求。由于该发动机的修改很小，因而便于与其他威派尔发动机换装。


结构和系统


(威派尔600系列)

进 气 口　皮托管环形直接进气。无进口导流叶片。利用压气机排出的热空气防冰。

压 气 机　8级轴流式，零级转子叶片有中间凸台。整流叶片均为钢制，转子叶片除3～6级为铝合

　　　　　金外，第1级、第2级和第7级均为钢制。机匣为镁合金制造。零级和第1级转子叶片通

　　　　　过枞树形榫头与轮盘连接，其余转子叶片则用铆钉连接。

燃 烧 室　短环形，24个蒸发管式燃油喷嘴，6个起动雾化喷嘴。

涡　　轮　2级轴流式。转子叶片叶尖带冠。第1级导向器叶片用空气冷却，第2级导向器叶片及1、

　　　　　2级转子叶片不冷却。

尾 喷 管　简单的环形收敛喷管，内锥由不锈钢焊成，焊在内锥支板上，用径向销钉固定于外环上。

控制系统　机械液压式控制系统。

燃油系统　卢卡斯公司的MGBB/137柱塞式燃油泵，出口压力5885kPa。使用燃油规格为DERD2494、

　　　　　2486，Jet A-1(JP-1)、JP-4和JP-5。

滑油系统　由两部分组成的综合式滑油系统。前轴承及附件机匣为开式循环系统，中、后轴承为带

　　　　　有2个单柱塞限量微型泵的非循环全耗式系统。系统的滑油消耗量为0.57kg/h，滑油箱

　　　　　贮油量为8.52L，可用油量为3.97L。使用滑油规格为DERD2487。

起动系统　罗塔克斯公司制造的BC0104型24V直流起动发电机。一般用机外电源起动，也可用机上

　　　　　电瓶起动。

点火系统　两套罗塔克斯公司的C10TS/3型高能点火装置，2个半导体电嘴装于燃烧室内5点和7点钟
  
　　　　　位置。

支承系统　转子通过3个轴承支承于2个承力机匣中。压气机前端用滚珠轴承支承于进气机匣中，轴
  
　　　　　承与外环间有挤压油膜，压力为1.05～2.67kPa。压气机后轴和涡轮前轴分别通过一滚  

　　　　　棒轴承支承于压气机后扩散机匣及燃烧室内机匣上，两轴承的外环与轴承座间装有短的

　　　　　弹性支座。


技术数据


起飞推力(daN)

　　威派尔11　　　　　　　　1112

　　　　　531　　　　　　　 1390

　　　　　535/540　　　　　 1490

　　　　　601　　　　　　　 1670

　　　　　632　　　　　　　 1766

　　　　　680　　　　　　　 1939

　　RB582-01　　　　　　　　1780   

起飞耗油率[kg/(daN·h)]

　　威派尔11　　　　　　　　1.09

　　500系列　　　　　　　　 1.02

　　601　　　　　　　　　　 0.97

　　632　　　　　　　　　　 0.99

推重比

　　威派尔11　　　　　　　　4.03 

　　　　　531/535/540　　　 4.25

　　　　　601　　　　　　　 4.52

　　　　　632　　　　　　　 4.78

　　　　　680　　　　　　　 5.22

空气流量(kg/s)

　　威派尔11　　　　　　　　20

　　　　　500系列　　　　　 24

　　　　　600系列　　　　　 26.5

总增压比

　　威派尔500系列　　　　　 5.6

　　　　　600系列　　　　　 5.8

涡轮进口温度(℃)

　　威派尔11　　　　　　　　830

　　　　　500系列　　　　　 892

　　　　　600系列　　　　　 867

长度(mm)

　　威派尔531/535/632/680　 1806

宽度(mm)　　　　　　　　　　749.3

高度(mm)　　　　　　　　　　901.7

质量(kg)

　　威派尔11　　　　　　　　281

　　　　　531/535/540　　　 358

　　　　　601/632　　　　　 376.5
　　　　　680　　　　　　　 379


牌　　号　威派尔

用　　途　军用/民用涡喷发动机

类　　型　涡轮喷气发动机

国　　家　英国

厂　　商　罗尔斯·罗伊斯公司

生产现状　生产

装机对象　威派尔11/21　　“金迪维克”Mk4A靶机，“喷气校长”Mk4，Mk5教练机，HJT-16“光线”

　　　　　　　　　　　　　Mk1/1A教练机，MB.326攻击机。

　　　　　威派尔500系列　“金迪维克”Mk5靶机，HS-125公务机，PD.808，MB.326G/GB，

　　　　　　　　　　　　　HS-12，BAC/BAe“攻击能手”教练机。

　　　　　威派尔600系列　MB.339A教练机(JPATS)，HS-125-600公务机，BH-600公务机，

　　　　　　　　　　　　 G-4/4M教练/攻击机。

　　　　　RB582-01　　　 MB.339A教练机(JPATS)。

研制情况


　　1948年初，英国与澳大利亚政府决定合作研制一种靶机，用以发展远程导弹，并决定由当时的阿姆斯特朗·西德利公司研制该靶机的一次性使用动力，即威派尔涡喷发动机。1951年首台威派尔开始运转。1952年用于“金迪维克”靶机，次年威派尔开始投入生产。

　　威派尔发动机的发展历史悠久，第一种威派尔编号为A.S.V.1(推力466daN)，接着有A.S.V.2(推力701daN)、A.S.V.3(推力731daN)、A.S.V.4(推力780daN)、A.S.V.5(推力843daN)、A.S.V.7(长寿命型，推力780daN)和A.S.V.7R(加力型，推力1098daN)。1955年A.S.V.8完成150h定型试验，接着又将A.S.V.8的转速和涡轮进口温度提高，发展了A.S.V.9(推力829daN)和A.S.V.10(推力890daN)。在增加了A.S.V.8的空气流量后，又发展出A.S.V.11(即威派尔11，推力1113daN)。

　　在A.S.V.11的压气机前增加零级(由7级变为8级)，使增压比和空气流量分别提高30%和20%后，成为威派尔500系列(推力1358～1471daN)。
  
　　将威派尔500系列发动机的进口导流叶片取消，重新设计第1级压气机转子叶片和前3级整流叶片，缩短燃烧室长度并将1级涡轮改成2级，发展成威派尔600系列，推力提高到1670～1781daN。

　　威派尔发动机开始是为无人靶机设计的一次性使用的发动机。虽然后来已发展成长寿命的军用、民用航空发动机，但在后来的改型中仍保留了短寿命发动机的特点：结构简单、零件数目少、质量轻、循环参数低，中、后轴承采用了非循环全耗式滑油系统。威派尔各型发动机的翻修寿命分别为：11型1400h；500系列的军用型1000h；民用型1600h；632型军用型为1000h，民用型为1600h。

　　目前，威派尔500系列和该系列以前的各型威派尔发动机已不再生产，现在生产和使用中的主要改型为：

　　威派尔600系列　该系列是由罗尔斯·罗伊斯公司与意大利菲亚特公司合作发展的，菲亚特公司负责燃烧室、涡轮轴、尾喷管，罗尔斯·罗伊斯公司负责其余部件。威派尔633为加力型，采用双角形火焰稳定器、热射流点火和闭环喷管控制。威派尔680是威派尔的最新改型，推力比威派尔632(非加力型)大15%，主要改进是加大了发动机进口面积和涡轮转速并修改了叶片的角度。

　　RB582－01　1990年后期由罗尔斯·罗伊斯公司发展的一种新的威派尔改型，额定推力1779daN。该发动机的主要特点是采用较低的工作温度，降功率使用，以获得较低的寿命期费用，同时改变了齿轮箱位置，以便维修；改变了某些材料，以满足用于美国飞机MB.339A的要求。由于该发动机的修改很小，因而便于与其他威派尔发动机换装。


结构和系统


(威派尔600系列)

进 气 口　皮托管环形直接进气。无进口导流叶片。利用压气机排出的热空气防冰。

压 气 机　8级轴流式，零级转子叶片有中间凸台。整流叶片均为钢制，转子叶片除3～6级为铝合

　　　　　金外，第1级、第2级和第7级均为钢制。机匣为镁合金制造。零级和第1级转子叶片通

　　　　　过枞树形榫头与轮盘连接，其余转子叶片则用铆钉连接。

燃 烧 室　短环形，24个蒸发管式燃油喷嘴，6个起动雾化喷嘴。

涡　　轮　2级轴流式。转子叶片叶尖带冠。第1级导向器叶片用空气冷却，第2级导向器叶片及1、

　　　　　2级转子叶片不冷却。

尾 喷 管　简单的环形收敛喷管，内锥由不锈钢焊成，焊在内锥支板上，用径向销钉固定于外环上。

控制系统　机械液压式控制系统。

燃油系统　卢卡斯公司的MGBB/137柱塞式燃油泵，出口压力5885kPa。使用燃油规格为DERD2494、

　　　　　2486，Jet A-1(JP-1)、JP-4和JP-5。

滑油系统　由两部分组成的综合式滑油系统。前轴承及附件机匣为开式循环系统，中、后轴承为带

　　　　　有2个单柱塞限量微型泵的非循环全耗式系统。系统的滑油消耗量为0.57kg/h，滑油箱

　　　　　贮油量为8.52L，可用油量为3.97L。使用滑油规格为DERD2487。

起动系统　罗塔克斯公司制造的BC0104型24V直流起动发电机。一般用机外电源起动，也可用机上

　　　　　电瓶起动。

点火系统　两套罗塔克斯公司的C10TS/3型高能点火装置，2个半导体电嘴装于燃烧室内5点和7点钟
  
　　　　　位置。

支承系统　转子通过3个轴承支承于2个承力机匣中。压气机前端用滚珠轴承支承于进气机匣中，轴
  
　　　　　承与外环间有挤压油膜，压力为1.05～2.67kPa。压气机后轴和涡轮前轴分别通过一滚  

　　　　　棒轴承支承于压气机后扩散机匣及燃烧室内机匣上，两轴承的外环与轴承座间装有短的

　　　　　弹性支座。


技术数据


起飞推力(daN)

　　威派尔11　　　　　　　　1112

　　　　　531　　　　　　　 1390

　　　　　535/540　　　　　 1490

　　　　　601　　　　　　　 1670

　　　　　632　　　　　　　 1766

　　　　　680　　　　　　　 1939

　　RB582-01　　　　　　　　1780   

起飞耗油率[kg/(daN·h)]

　　威派尔11　　　　　　　　1.09

　　500系列　　　　　　　　 1.02

　　601　　　　　　　　　　 0.97

　　632　　　　　　　　　　 0.99

推重比

　　威派尔11　　　　　　　　4.03 

　　　　　531/535/540　　　 4.25

　　　　　601　　　　　　　 4.52

　　　　　632　　　　　　　 4.78

　　　　　680　　　　　　　 5.22

空气流量(kg/s)

　　威派尔11　　　　　　　　20

　　　　　500系列　　　　　 24

　　　　　600系列　　　　　 26.5

总增压比

　　威派尔500系列　　　　　 5.6

　　　　　600系列　　　　　 5.8

涡轮进口温度(℃)

　　威派尔11　　　　　　　　830

　　　　　500系列　　　　　 892

　　　　　600系列　　　　　 867

长度(mm)

　　威派尔531/535/632/680　 1806

宽度(mm)　　　　　　　　　　749.3

高度(mm)　　　　　　　　　　901.7

质量(kg)

　　威派尔11　　　　　　　　281

　　　　　531/535/540　　　 358

　　　　　601/632　　　　　 376.5
　　　　　680　　　　　　　 379

占楼1111111111111111111111111111111111

占楼1111111111111111111111111111111111

等看大作！

占楼1111111111111111111111111111111111

等看大作，最好有TXT下载

以前保存的网页,复制出来都是乱码,编辑很费时间.等做完了,我打算制作成word文件,txt不能带图.

占楼111111111111111

很好，很全，很强大！
要都是TG产的就好了……

占楼111111111111111

占楼111111111111111

好文，支持了

太监了？

支持楼主，做WORD也可以带图片呀，可以分章节做，做好一个章节就发上来，做成附件下载也好呀！

大大，有完整版的么？传一份给我号不！我邮箱282124607@qq.com   先谢谢了

支持完整版的

真全哪，像教科书似的

没啦？楼主，更新啦

楼主辛苦了

收了   辛苦你了

好贴，狂顶，感谢楼主。

也算有心人 给加个亮吧，谢谢你啊

太监额

好帖子，收藏了。

楼主好人啊

太监是可耻的

没有下文了？？？？？