简介中国国产的“秦岭”涡扇航发和WP-13系列涡喷航发、 ...

（一）“秦岭”发动机是“涡扇-9”发动机的全国产化+改进版本。属于中等推力涡轮风扇发动机。而"涡扇-9"则是引进英国斯贝MK202发动机技术在国内组装的产品。秦岭涡扇发动机原型是英国斯贝发动机；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。它的军用代号是涡扇9。配套飞机是歼轰7和歼轰7A。
技术成熟 性能可靠
秦岭”MK220涡扇发动机在保持WS-9发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对WS-9（斯贝MK202）原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了M53P2发动机的技术水平。“秦岭”MK220发动机从1994年开始进行原型机研制到2005年通过设计定型审查，历经12个春秋。
参数
　　最大加力推力(daN)　9800 【1 daN = 10 N = 1 000 000 dyne; daN的英文就是DecaNewton。deca表示“十”；Newton就是牛顿，1 N = 102 cN】
　　中间推力(daN)　6370 {根据注明的互换算定理：秦岭航发最大加力推力为9996公斤力，中间推力为6497.4公斤力，约等于6500公斤力}
　　加力耗油率(kg/daN/h)　2.02；耗油率(kg/daN/h)　0.67
　　推重比　6.55；空气流量(kg/s)　96.9
　　涵道比　0.62；总增压比　21.5；涡轮进口温度(K)　1550
最大直径(mm)　1095；长度(mm)　5211；质量(kg)　1527
注：严格意义上说，牛顿不能换算为公斤，因为牛顿是力的单位，公斤是质量单位。但可以换算为公斤力：1N（牛顿）=0.102kgf（公斤力）；1kgf（公斤力）=9.8N（牛顿）；1pa=1N/㎡=0.102kgf/㎡
成就：国产航空发动机的重大突破。“秦岭”发动机由中国一航西安航空发动机(集团)公司主承制。它的生产定型是对研制企业生产过程、工艺流程、质量管理、基础管理及批生产能力的一次大检阅，是我国航空发动机生产史上一次重大突破，必将为提高企业的核心竞争力，促进企业持续稳定发展创造更加有利的条件。“秦岭”发动机为中国“飞豹”战机装备了一颗强健的“中国心”，并成为国内批量装备部队的较大推力的涡扇发动机，对于提高我军的装备水平、促进航空发动机产业发展具有重大的推动作用。
为航空发动机的研制积累了宝贵经验：“秦岭”发动机研制是国家重点科研项目。在研制过程中，党和国家领导高度重视，各有关部门通力合作、全力支持，面对繁重的生产科研任务，各参研单位以振兴航空为己任，密切协作，不断探索，勇于实践，超常拼搏，稳扎稳打抓产品质量，群策群力促任务完成，管理措施落实到位，生产系统全面提速，大力加强技术创新，不断探索新工艺、新方法，按照研制要求进行工装设计制造，突破了一系列技术难题。各参研单位积极进行管理创新，调整生产布局，进行大规模技术改造，极大地改善了“秦岭”发动机的生产条件，保证了秦岭发动机研制工作的开展，为我国航空发动机的研制积累了宝贵经验。
“秦岭”涡扇航发装机对象：歼轰-7“飞豹”是中国70年代开始自行设计研制的的全天候多用途歼击轰炸机，由西安飞机制造公司、西安飞机设计研究所（603所）共同研制。该机主要装备海军航空兵，是解放军作战飞机中耀眼的明星，早期称为轰—7。目前该机的改型歼轰-7A已具备全天候的精确对地攻击能力，而随着解放军近年对其的不断改进，多种型号的飞豹变型机也不断出现，大幅提升了飞豹战力。性能指标：机名：FBC-1、 绰号：飞豹、 制造商：西安飞机工业（集团）有限责任公司（172）、武备：23毫米双管机炮、PL-5空空导弹 C-801，C-802对舰导弹，最大载弹量6500千克、机身长：22.325米、最大飞行速度：1.6马赫、最大飞行高度：15500米、机身高：6.575米、最大起飞重量：28457千克、作战半径：1650千米、翼展：12.705米 乘员：2 发动机：2 台WS9 秦岭涡扇发动机。
（二）涡喷 13 是在涡喷 7 发动机的基础上研制性能上（特别是稳定性、可靠性）进一步提高的发动机，是一种新颖的改进型发动机，与涡喷7相比，涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。它是由 8 级轴流式压气机、环管燃烧室、双级涡轮、加力燃烧室等组成，它采用了气冷式 I 级带冠叶片、压气级增设了防喘振装置，大大提高了发动机的动力和可靠性。该机第一次翻修技术寿命为 300 h，使用寿命为900h。 结构上主要是对压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。后经过改进的涡喷 13AII 发动机作为歼-8 Ⅱ 的动力装置。涡喷 13 系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。涡喷 -13 结构上主要是对发动机的压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合 金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，使其可靠性、稳定性都有了较大的提高。发动 机的推力也提高到了 43.1 千牛【约4396公斤力】，加力推力则达到了 64.7 千牛【约6599公斤力】，分别比涡喷 7 提高了 50% 和 15% ，发动机的翻修间隔也达到了 350 h。
歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机，单台推力6600千克。歼-8Ⅱ单价约3500万人民币。歼-8Ⅱ最初的研制目的就是执行空中截击任务，当时针对的对象都是苏联高速的“图”系列轰炸机和各种战斗机，为此歼-8Ⅱ优先配装北方的空军部队。
歼-8Ⅱ基本技术数据
航程：2200千米        最大起飞重量：17800kg
最大燃油量：3000千克        作战半径：800千米
空重：9820kg        翼展：9.344m
机高：5.41米        最大挂弹重量：3500千克
乘员：1人       
（中国中航可能研制超级歼8：在保持其原有的高空高速的优秀性能外，改进项目包括：采用第三代战机先进成熟的航电飞控技术改进其原有的航电飞控系统以提高其中低空亚音速跨音速机动性，换装性能更强的雷达以增加其探测距离和下视下射能力【可能换装神鹰改进型脉冲多普勒雷达】，机身大部分采用新型复合材料以增强机身强度减轻其重量延长其使用寿命，超级歼8早期小批量生产型将配WP13A2航发，其中后期量产型则换装推力更大的“昆仑”涡喷航发）
（三）F414是通用电气公司为满足美国海军对F/A-18“大黄蜂”战斗机最新发展型F/A-18E/F的要求而设计的加力式涡轮风扇发动机。它以该公司的F404和F412为基础，因此曾被称为F404的Ⅱ型推力增长型。1991年开始研制。1993年5月20日首次试车。计划于1995年12月首次试飞，1998年定型并交付首台生产型发动机。通用电气公司在研制F414时充分吸取F404积累的使用经验，采用GE23A、YF120、F412以及其他军、民用发动机一些经过验证的技术，因而研制工作进展顺利，投资少、研制时间短，效果明显。F414的风扇与F118的相同，第1级风扇叶片带中间凸台，第2和第3级为焊接的整体叶盘。通过1993年作的280多小时试验证明，这种风扇的流量、效率、喘振裕度和抗畸变能力均超过或达到预定的目标，流量比F404-GE-400的大16%，重量轻20.4kg。F414的高压压气机采用F412的7级设计，但前3级改为叶盘结构，以减少榫头漏气、减轻重量和提高效率。燃烧室和高压涡轮是以F412为基础发展的，低压涡轮是一种先进设计。加力燃烧室采用了该公司为先进战斗机设计的F120发动机的结构。径向火焰稳定器可用风扇后空气冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换，设计寿命为2000h，5700次点火。海平面和高空试验证明，这种加力燃烧室不易发生振荡燃烧。尾喷管的设计采用了F110-GE-129 IPE的技术，装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
结构和系统
进 气 口　环形。结构与F404的相同。
风扇　3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为Ti17焊接成整体的叶盘。增压比比F404的高15%，约为4.025。3级静子和转子叶片均为三维流设计。
高压压气机　7级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣。前3级转子为叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后4级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前2级转子叶片材料为Ti17，后5级为IN718。前3级静子叶片材料为钛合金。
燃 烧 室　环形。火焰筒材料为Hastelloy X。18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却。
高压涡轮　1级轴流式。采用气膜加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。
低压涡轮　1级轴流式。气冷设计。转子叶片和导向器叶片均有物理气相沉积的隔热涂层。
加力燃烧室　结构与F404的相同，火焰稳定器由中央环状V形火焰稳定器与12根径向火焰稳定器组成。径向火焰稳定器用风扇空气冷却。
尾 喷 管　收-扩式可调尾喷管，陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。面积比为1.6。
控制系统　双通道全权数字式电子控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
技术数据：加力推力(daN)9780（9780×102=9975.6公斤力），推重比9.1，直径(mm)875，质量(kg)1109，牌号F414，用途：军用/民用涡扇发动机，类型：涡轮风扇发动机，国家：美国，厂商：通用电气公司航空发动机集团，生产现状：已量产并继续升级改进，装机对象：F/A-18E/F、Saab“鹰师”C。F414-GE-400涡轮风扇发动机：核心机使用寿命6000h。
（注：以上信息是本人精心收集编辑而成，如有不足之处敬请体谅，谢谢指教！）（一）“秦岭”发动机是“涡扇-9”发动机的全国产化+改进版本。属于中等推力涡轮风扇发动机。而"涡扇-9"则是引进英国斯贝MK202发动机技术在国内组装的产品。秦岭涡扇发动机原型是英国斯贝发动机；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。它的军用代号是涡扇9。配套飞机是歼轰7和歼轰7A。
技术成熟 性能可靠
秦岭”MK220涡扇发动机在保持WS-9发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对WS-9（斯贝MK202）原型机进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了M53P2发动机的技术水平。“秦岭”MK220发动机从1994年开始进行原型机研制到2005年通过设计定型审查，历经12个春秋。
参数
　　最大加力推力(daN)　9800 【1 daN = 10 N = 1 000 000 dyne; daN的英文就是DecaNewton。deca表示“十”；Newton就是牛顿，1 N = 102 cN】
　　中间推力(daN)　6370 {根据注明的互换算定理：秦岭航发最大加力推力为9996公斤力，中间推力为6497.4公斤力，约等于6500公斤力}
　　加力耗油率(kg/daN/h)　2.02；耗油率(kg/daN/h)　0.67
　　推重比　6.55；空气流量(kg/s)　96.9
　　涵道比　0.62；总增压比　21.5；涡轮进口温度(K)　1550
最大直径(mm)　1095；长度(mm)　5211；质量(kg)　1527
注：严格意义上说，牛顿不能换算为公斤，因为牛顿是力的单位，公斤是质量单位。但可以换算为公斤力：1N（牛顿）=0.102kgf（公斤力）；1kgf（公斤力）=9.8N（牛顿）；1pa=1N/㎡=0.102kgf/㎡
成就：国产航空发动机的重大突破。“秦岭”发动机由中国一航西安航空发动机(集团)公司主承制。它的生产定型是对研制企业生产过程、工艺流程、质量管理、基础管理及批生产能力的一次大检阅，是我国航空发动机生产史上一次重大突破，必将为提高企业的核心竞争力，促进企业持续稳定发展创造更加有利的条件。“秦岭”发动机为中国“飞豹”战机装备了一颗强健的“中国心”，并成为国内批量装备部队的较大推力的涡扇发动机，对于提高我军的装备水平、促进航空发动机产业发展具有重大的推动作用。
为航空发动机的研制积累了宝贵经验：“秦岭”发动机研制是国家重点科研项目。在研制过程中，党和国家领导高度重视，各有关部门通力合作、全力支持，面对繁重的生产科研任务，各参研单位以振兴航空为己任，密切协作，不断探索，勇于实践，超常拼搏，稳扎稳打抓产品质量，群策群力促任务完成，管理措施落实到位，生产系统全面提速，大力加强技术创新，不断探索新工艺、新方法，按照研制要求进行工装设计制造，突破了一系列技术难题。各参研单位积极进行管理创新，调整生产布局，进行大规模技术改造，极大地改善了“秦岭”发动机的生产条件，保证了秦岭发动机研制工作的开展，为我国航空发动机的研制积累了宝贵经验。
“秦岭”涡扇航发装机对象：歼轰-7“飞豹”是中国70年代开始自行设计研制的的全天候多用途歼击轰炸机，由西安飞机制造公司、西安飞机设计研究所（603所）共同研制。该机主要装备海军航空兵，是解放军作战飞机中耀眼的明星，早期称为轰—7。目前该机的改型歼轰-7A已具备全天候的精确对地攻击能力，而随着解放军近年对其的不断改进，多种型号的飞豹变型机也不断出现，大幅提升了飞豹战力。性能指标：机名：FBC-1、 绰号：飞豹、 制造商：西安飞机工业（集团）有限责任公司（172）、武备：23毫米双管机炮、PL-5空空导弹 C-801，C-802对舰导弹，最大载弹量6500千克、机身长：22.325米、最大飞行速度：1.6马赫、最大飞行高度：15500米、机身高：6.575米、最大起飞重量：28457千克、作战半径：1650千米、翼展：12.705米 乘员：2 发动机：2 台WS9 秦岭涡扇发动机。
（二）涡喷 13 是在涡喷 7 发动机的基础上研制性能上（特别是稳定性、可靠性）进一步提高的发动机，是一种新颖的改进型发动机，与涡喷7相比，涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。它是由 8 级轴流式压气机、环管燃烧室、双级涡轮、加力燃烧室等组成，它采用了气冷式 I 级带冠叶片、压气级增设了防喘振装置，大大提高了发动机的动力和可靠性。该机第一次翻修技术寿命为 300 h，使用寿命为900h。 结构上主要是对压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。后经过改进的涡喷 13AII 发动机作为歼-8 Ⅱ 的动力装置。涡喷 13 系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变。涡喷 -13 结构上主要是对发动机的压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合 金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，使其可靠性、稳定性都有了较大的提高。发动 机的推力也提高到了 43.1 千牛【约4396公斤力】，加力推力则达到了 64.7 千牛【约6599公斤力】，分别比涡喷 7 提高了 50% 和 15% ，发动机的翻修间隔也达到了 350 h。
歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机，单台推力6600千克。歼-8Ⅱ单价约3500万人民币。歼-8Ⅱ最初的研制目的就是执行空中截击任务，当时针对的对象都是苏联高速的“图”系列轰炸机和各种战斗机，为此歼-8Ⅱ优先配装北方的空军部队。
歼-8Ⅱ基本技术数据
航程：2200千米        最大起飞重量：17800kg
最大燃油量：3000千克        作战半径：800千米
空重：9820kg        翼展：9.344m
机高：5.41米        最大挂弹重量：3500千克
乘员：1人       
（中国中航可能研制超级歼8：在保持其原有的高空高速的优秀性能外，改进项目包括：采用第三代战机先进成熟的航电飞控技术改进其原有的航电飞控系统以提高其中低空亚音速跨音速机动性，换装性能更强的雷达以增加其探测距离和下视下射能力【可能换装神鹰改进型脉冲多普勒雷达】，机身大部分采用新型复合材料以增强机身强度减轻其重量延长其使用寿命，超级歼8早期小批量生产型将配WP13A2航发，其中后期量产型则换装推力更大的“昆仑”涡喷航发）
（三）F414是通用电气公司为满足美国海军对F/A-18“大黄蜂”战斗机最新发展型F/A-18E/F的要求而设计的加力式涡轮风扇发动机。它以该公司的F404和F412为基础，因此曾被称为F404的Ⅱ型推力增长型。1991年开始研制。1993年5月20日首次试车。计划于1995年12月首次试飞，1998年定型并交付首台生产型发动机。通用电气公司在研制F414时充分吸取F404积累的使用经验，采用GE23A、YF120、F412以及其他军、民用发动机一些经过验证的技术，因而研制工作进展顺利，投资少、研制时间短，效果明显。F414的风扇与F118的相同，第1级风扇叶片带中间凸台，第2和第3级为焊接的整体叶盘。通过1993年作的280多小时试验证明，这种风扇的流量、效率、喘振裕度和抗畸变能力均超过或达到预定的目标，流量比F404-GE-400的大16%，重量轻20.4kg。F414的高压压气机采用F412的7级设计，但前3级改为叶盘结构，以减少榫头漏气、减轻重量和提高效率。燃烧室和高压涡轮是以F412为基础发展的，低压涡轮是一种先进设计。加力燃烧室采用了该公司为先进战斗机设计的F120发动机的结构。径向火焰稳定器可用风扇后空气冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可在发动机装在飞机上的条件下进行更换，设计寿命为2000h，5700次点火。海平面和高空试验证明，这种加力燃烧室不易发生振荡燃烧。尾喷管的设计采用了F110-GE-129 IPE的技术，装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。
结构和系统
进 气 口　环形。结构与F404的相同。
风扇　3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为Ti17焊接成整体的叶盘。增压比比F404的高15%，约为4.025。3级静子和转子叶片均为三维流设计。
高压压气机　7级轴流式。钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣。前3级转子为叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后4级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前2级转子叶片材料为Ti17，后5级为IN718。前3级静子叶片材料为钛合金。
燃 烧 室　环形。火焰筒材料为Hastelloy X。18个铸造的涡流器，18个双锥燃油喷嘴。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却。
高压涡轮　1级轴流式。采用气膜加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。
低压涡轮　1级轴流式。气冷设计。转子叶片和导向器叶片均有物理气相沉积的隔热涂层。
加力燃烧室　结构与F404的相同，火焰稳定器由中央环状V形火焰稳定器与12根径向火焰稳定器组成。径向火焰稳定器用风扇空气冷却。
尾 喷 管　收-扩式可调尾喷管，陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。面积比为1.6。
控制系统　双通道全权数字式电子控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
技术数据：加力推力(daN)9780（9780×102=9975.6公斤力），推重比9.1，直径(mm)875，质量(kg)1109，牌号F414，用途：军用/民用涡扇发动机，类型：涡轮风扇发动机，国家：美国，厂商：通用电气公司航空发动机集团，生产现状：已量产并继续升级改进，装机对象：F/A-18E/F、Saab“鹰师”C。F414-GE-400涡轮风扇发动机：核心机使用寿命6000h。
（注：以上信息是本人精心收集编辑而成，如有不足之处敬请体谅，谢谢指教！）