涡扇-10发动机——20年磨一剑

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2008珠海航展上的重量级展品——历经20年时间研发成功的涡扇-10（WS-10)“太行”大推力涡扇发动机



       航空发动机被誉为“机械工业的皇冠”，它的研制难度绝不亚于核武器。目前世界上能制造飞机的国家有十几个，但具备独立研制大推力航空发动机能力的国家，只有美、俄、英、法、中五国。其他如日本产的F-2战斗机一直买美国发动机，瑞典研制的JAS－39"鹰狮"战斗机使用的则是英国发动机，德国狂风战斗机同样采用英国发动机。同核武器一样航空发动机也属于战略性产业；从某种意义上讲，研制航空发动机的能力是一个国家进入工业强国的重要标志。

       航空发动机一直是制约中国航空工业发展的重要因素。2007年1月,配装WS-10“太行”发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越；从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越；从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。为了这一天，中国航空科研人员努力了整整20年，这其中的艰难是难以想象的。20年足以让呱呱坠地的婴儿成长为朝气蓬勃的青年，20年足以把初出茅庐的小伙儿锤炼成支撑大厦的顶梁柱，20年足以使风华正茂的科研人员变成令人肃然起敬的老前辈。

       完成一个发动机型号研制要用20年，航空发动机研制为什么这么难？         

              



研制航空发动机的难点

       航空发动机是所有动力装置中技术含量最高、制造难度最大的产品。二战末期出现的喷气式发动机将人类航空事业推入了超音速时代。通俗一点讲，喷气式发动机就是一个两端开口的圆筒，通过圆筒中压气机、燃烧室、涡轮的工作，将前端吸入的空气压缩、燃烧，推动涡轮驱动压气机工作，最后高温、高速的燃气从后端喷射出去，产生向前的推力。要让流动的空气经过几米长、直径不到两米的发动机产生几千公斤甚至上万公斤的推力，绝不是一件简单的事情。

       喷气发动机中，最关键的是由压气机、燃烧室、涡轮组成的发动机核心机。吸入发动机的空气在压气机中逐级增压，涡轮驱动压气机以每秒上千转高速旋转，多级压气机的增压比可达25以上。增压后的空气进入发动机燃烧室，与燃油混合、燃烧产生1700多度的高温燃气（超过大多数金属熔点的温度）。此时还要保持燃油火焰在以每秒100多米（十二级台风为每秒33米）高速流动的高压气流中稳定燃烧，这就好比要在十二级台风中保证手中蜡烛不灭一样困难。与此同时还要保护发动机燃烧室筒壁不被高温燃气烧蚀，这光靠选择耐高温材料和耐热涂层还不够，还要通过燃烧室结构设计，采取冷却手段，降低燃烧室筒壁温度，保证燃烧室正常工作。从燃烧室出来的高温、高压燃气流驱动涡轮叶片以每分钟数千转甚至上万转的转速运转，通常涡轮前温度要超过涡轮叶片材料的熔点。除此之外，航空发动机的外部运行环境极其严苛，要适应从地面高度到万米高空缺氧环境，从地面静止状态到每小时数千公里的超音速状态，从沙漠干燥环境到热带潮湿环境。总之，要让航空发动机在高温、高寒、高速、高压、高转速、高负荷、缺氧、振动等极端恶劣环境下，到达数千小时的正常工作寿命，这就对航空发动机的设计、制造、安装提出了极高的要求。



       航空发动机设计中有些地方是常人难以想像的。比如发动机减重，几乎达到毫克必争的地步，设计的时候就要把材料用得恰到好处还不出问题；因为通常发动机增加1公斤重量，飞机就要增重5公斤以上。航空发动机的制造涉及材料、结构、焊接等众多极高难度的工业技术。如喷气式发动机上大量使用高强度材料和耐高温合金，零部件精度要求达到微米级，叶片型面复杂，燃烧系统和加力系统薄壁焊接零件多，大量使用定向凝固、粉末冶金、复杂空心叶片精铸、复杂陶瓷型芯制造、钛合金锻造、微孔加工、涂层与特种焊接等先进制造技术。如航空发动机整体叶盘，原始毛坯成本一个二、三十万。加工到成品要经过几十道工序，数百次换刀，上千次进退刀。A4纸大小的整体叶盘叶片最厚2毫米，最薄处只有0.2～0.3毫米，绝不允许有一丁点瑕疵。要让涡轮叶片在高温高压极端苛刻的工作状态下保持足够的强度正常运转，必须选择新型耐高温材料、采用定向结晶精密铸造工艺，此外还要通过精细设计制造出多通道空心涡轮叶片，利用气膜冷却降低叶片表面温度，以便发动机上千片叶片在极端苛刻的工作环境下满足发动机工作的需要，这就使得发动机叶片造价极其昂贵。

       据日本业界的一项分析，在单位重量创造的工业品价值比上，船舶为1，轿车为9，计算机为300，支线飞机是800，而航空发动机则高达1400。例如涡轮叶片被誉为航空发动机皇冠上的明珠，其尊崇高贵和无上价值不言而喻。太行发动机上的涡轮高压叶片，尽管只有火柴盒大小，但一个就值上万美元，一台“太行”发动机需要配备几十个。这才有效实现了发动机在上千度高温条件下的技术性能。

               



中国涡扇发动机发展历程

       中国航空发动机的研制是在新中国成立后一片空白的基础上发展起来的，从最初的修理、仿制、改进改型到今天可以独立设计制造高性能航空发动机，走过了一条十分艰辛的发展道路。

                                            

       涡扇5是我国研制的第一种涡轮风扇发动机，1962年，有关部队提出用涡喷6发动机改型为涡扇发动机来改装轰-5飞机。与涡喷6相比，涡扇5取消了加力燃烧室部分，增加了后风扇部件，去掉了压气机放气装置，增加了零级导流叶片等。涡扇5的第一台样机于1965年总装完成，1971年开始整机试飞阶段，一架轰-5飞机上装一台涡扇5发动机，开始先进行跑道滑跑试验，证明发动机的状态良好，没有出现任何问题。但就在即将进行升空试飞时，使用部门却取消了轰-5飞机换装发动机的计划，从而使涡扇5发动机的研制工作在1973年中止了。涡扇5的研制工作虽最终没能完成，但在超、跨音速风扇设计、压气机可调叶片技术和叶片调节器等关键设计上有了突破性的进展，在以后研制的多种发动机上得到了广泛的应用。涡扇5的中止研制，使我国自行设计的涡扇发动机的装备使用推迟了近30年，实在令人惋惜。

               

       1964年，我国开始了新一代歼击机和强击机的研制工作，即歼-9和强-6的研制计划。为了满足这两种飞机的性能要求，需要一种新型发动机作为其动力装置。沈阳航空发动机设计研究所提出了双轴涡喷、单轴涡喷和涡扇三类共22个设计方案进行对比，认为只有涡扇型可以满足这两种飞机的性能要求，遂将其命名为涡扇6型发动机。这也是我国第一次设计大推力发动机，其设计为双轴内外涵混合加力式涡扇发动机，设计最大推力70.6千牛，加力推力121.5千牛，推重比为6，在当时来说是一种性能十分先进的大推力发动机。涡扇6于1964年10月开始进行初步设计，1966年完成了全部图纸设计。1966年初开始由沈阳航空发动机厂进行样机试制，1969年完成了2台试验机的制造工作。涡扇6的初步调试在1968年就已开始，1974年，发动机达到了100%转速，进入高转速运转试车。1979年11月，所出现的各种问题相继被解决，发动机实现了高转速长时间稳定运转。1982年2月，首台涡扇6G进行了地面试验，加力推力达138KN，推重比超过7，达到预期指标，可以进行实机飞行试验，为其进一步发展铺平了道路。然而，在80代初期，由于空军装备体制发生变化，歼-9和强-6飞机计划相继下马，作为其配套动力的涡扇6失去了使用对象。1983年7月，涡扇6发动机的研制工作全部中止，1984年初，研制计划被取消。这一种性能优秀且很有发展前途的涡扇发动机再次被取消研制，使我国又一次与涡扇发动机失之交臂，再次错过了缩短与世界先进水平差距的机会。

              

太行发动机

       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70年代上马的歼9、歼13、强6、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。涡扇10（WS-10）工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制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的。

       涡扇10立项后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验，97年开始型号研制(飞行前试验阶段)，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1747K提高到1800K，推重比也由原来的7.5提高到8左右，推力也由132KN提高到138KN，达到了90年代的世界先进水平。历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性问题，需要不断改进。前几年太行的重点目标是：03年针对重点型号减重开展的“减重年”；04年为确保重点型号的定型而进行的“排故年”；05年为提高和完善设计质量而开展的“细节年”；06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的“精化年”。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。

                  

           

具体技术细节

       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。
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。

       太行的最大推力在138KN，推比8，涡前温度1800K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0～3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机。

                             

研发难度

       回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。

       太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，“太行”发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次“特情”。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。

       在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。

               

在太行发动机研制过程中采用的新技术有：

       1）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；
       2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际先进水平。

       3) 太行的空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠上的明珠” 的尖端技术。借鉴了国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。

       4）“太行”发动机复合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第一次应用。是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，更耐腐蚀。

       5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；

       6）第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。但是GH4169合金压气机、涡轮盘件，目前仍然存在盘件性能富裕度小，个别情况盘件的性能、组织无法满足标准要求; 新工艺、新结构需要持续改进。

       7）尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步提高。

       8）太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。

       9）将纳米氧化锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶片以及低压一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的“保护衣”，达到了世界热障涂层技术应用的最前沿。2005年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。

       10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难题最终由北京航空材料研究院解决。

       11）“太行”发动机试验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，能保证发动机可靠工作。原来的数字电调方案则改为第二案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。

       12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。

                 

                       

                                    两代国家领导人对该工程都非常重视，可见该工程的重要性。





重大意义

       太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在“太行”的研制过程中，厂方严格执行参照“美军标”制定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的“心脏病”将得到全面解决。

航空喷气发动机简史

       早期的飞机使用活塞式发动机，但由于活塞式发动机功率和螺旋桨效率满足不了继续增速、突破音障和提高升限的需要，人们开始加紧研制喷气式发动机。其实，早在1791年已出现燃气轮机设计方案，20世纪产生了喷气推进理论，但是很长时间内叶轮的效率太低，不可能造出实用的涡轮喷气发动机。英国人弗兰克?惠特尔于1930年1月取得了涡轮发动机专利。而德国帕布尔斯特?冯?奥海因却后来居上，在1937年3月研制成功推力为5千牛的HeS—3B轴流式喷气发动机。1939年8月27日，装此发动机的He—178飞机试飞成功，最大速度为700公里/小时，成为世界上第一架成功飞行的喷气飞机。惠特尔的离心式涡喷气发动机于1937年4月12日试制成功。1941年5月15日装有W—1发动机的E28/39喷气机试飞成功。

       喷气发动机可以分为火箭发动机和空气喷气发动机两大类。前者主要用于火箭、人造卫星和宇宙飞船，后者用于飞机。空气喷气发动机是利用空气中的氧和燃料进行燃烧所得的燃气作为工作介质的动力装置。这种发动机在工作时，空气进入燃烧室之前先行压缩，然后进入燃烧室与雾化了的燃料混合燃烧，成为具有很大能量的高温燃气，以高速从喷口向外喷出，使发动机产生推力。

       空气喷气发动机又按空气压缩方法的不同分为无压缩器式和有压缩器式两种。无压缩器式包括冲压喷气发动机和脉冲喷气发动机。有压缩器的包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，它们广泛用于各种飞机和直升机。

                                       

       涡轮喷气发动机主要由压气机、燃料混合燃烧室、涡轮及喷管等组成。在这种发动机中，涡轮带动压气机旋转，使进入发动机的空气增压后与燃料混合燃烧，燃气经尾喷管高速排出获得反作用推力。目前使用的有离心式（靠离心力压气）和轴流式（气流方向基本上与前后轴线相平行）涡轮喷气发动机。为了在短时间内增加发动机的最大推力，有的发动机在涡轮后面装有加力燃烧管，进行喷油复燃，通常可增加最大推力30％～70％。涡轮喷气发动机广泛用作军用飞机的动力装置。

       涡轮风扇发动机又称内外涵发动机，它在普通的涡轮喷气发动机的基础上加装了由涡轮带动的风扇和一个外涵道。这种发动工作的特点是：空气分两路进入发动机，一路通过内涵道（核心发动机），另一路进入外涵道，两路气流通过各自的喷管或在混合室内掺混后通过共同喷管排出，产生推力。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机具有更大的空气流量和较低的喷管喷射速度，因而推进效率及经济性等都显著提高。外涵道与内涵道空气质量流量的比值叫涵道比。通常小涵道比涡扇发动机主要用于战斗机、战斗轰炸机和攻击机；大涵道比涡扇发动机用于客机和运输机。

                                 



涡扇发动机原理

　    涡扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟.从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已.然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来.涡扇发动机这个"小弟弟"仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝.

       这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。在尾部喷管膨胀的气流大部分冲击后面的低压涡轮，做功变成旋转的机械能，从输出轴传递向前，来驱动前面的风扇，前面的风扇驱动空气从外涵道喷出，这才是发动机主要的推力来源。它的尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右。由于尾部喷管气流已经对低压涡轮做功，热量降低了，速度也降低了，再喷入大气也带来部分推力，算是废物利用。

       由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。

       涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。

　　现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能.而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离.比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时,F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞.在降落时可以用60度的迎角作低速平飞,在不用减速伞和反推力的情况下,只要500米的跑道就可以安全降落.

　　更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的.但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话,其飞机的空战推重比就很难达到1,如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价.比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机.为了使飞机的推重比达到1,苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%.相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右.

　　而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面.随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大,起飞重量也就越来越大,对发动机的推力要求也越来越高.在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前,人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题.比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机.该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）.如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机.在现在如果不考虑动力系统的可靠性,像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可.

　　而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的.因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量.

　　在五十年代未、六十年代初,作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟.当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平.在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能.而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力.

　　当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高.当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1）,发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高。这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视.各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机。现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。

                     

              

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2008珠海航展上的重量级展品——历经20年时间研发成功的涡扇-10（WS-10)“太行”大推力涡扇发动机



       航空发动机被誉为“机械工业的皇冠”，它的研制难度绝不亚于核武器。目前世界上能制造飞机的国家有十几个，但具备独立研制大推力航空发动机能力的国家，只有美、俄、英、法、中五国。其他如日本产的F-2战斗机一直买美国发动机，瑞典研制的JAS－39"鹰狮"战斗机使用的则是英国发动机，德国狂风战斗机同样采用英国发动机。同核武器一样航空发动机也属于战略性产业；从某种意义上讲，研制航空发动机的能力是一个国家进入工业强国的重要标志。

       航空发动机一直是制约中国航空工业发展的重要因素。2007年1月,配装WS-10“太行”发动机的国产歼11B重型战斗机顺利完成定型审查，标志着我国在自主研制航空发动机方面实现了从中等推力到大推力的跨越；从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越；从第二代发动机到第三代发动机的跨越，对我国国防工业和国防现代化建设有着深远的历史意义。为了这一天，中国航空科研人员努力了整整20年，这其中的艰难是难以想象的。20年足以让呱呱坠地的婴儿成长为朝气蓬勃的青年，20年足以把初出茅庐的小伙儿锤炼成支撑大厦的顶梁柱，20年足以使风华正茂的科研人员变成令人肃然起敬的老前辈。

       完成一个发动机型号研制要用20年，航空发动机研制为什么这么难？         

              



研制航空发动机的难点

       航空发动机是所有动力装置中技术含量最高、制造难度最大的产品。二战末期出现的喷气式发动机将人类航空事业推入了超音速时代。通俗一点讲，喷气式发动机就是一个两端开口的圆筒，通过圆筒中压气机、燃烧室、涡轮的工作，将前端吸入的空气压缩、燃烧，推动涡轮驱动压气机工作，最后高温、高速的燃气从后端喷射出去，产生向前的推力。要让流动的空气经过几米长、直径不到两米的发动机产生几千公斤甚至上万公斤的推力，绝不是一件简单的事情。

       喷气发动机中，最关键的是由压气机、燃烧室、涡轮组成的发动机核心机。吸入发动机的空气在压气机中逐级增压，涡轮驱动压气机以每秒上千转高速旋转，多级压气机的增压比可达25以上。增压后的空气进入发动机燃烧室，与燃油混合、燃烧产生1700多度的高温燃气（超过大多数金属熔点的温度）。此时还要保持燃油火焰在以每秒100多米（十二级台风为每秒33米）高速流动的高压气流中稳定燃烧，这就好比要在十二级台风中保证手中蜡烛不灭一样困难。与此同时还要保护发动机燃烧室筒壁不被高温燃气烧蚀，这光靠选择耐高温材料和耐热涂层还不够，还要通过燃烧室结构设计，采取冷却手段，降低燃烧室筒壁温度，保证燃烧室正常工作。从燃烧室出来的高温、高压燃气流驱动涡轮叶片以每分钟数千转甚至上万转的转速运转，通常涡轮前温度要超过涡轮叶片材料的熔点。除此之外，航空发动机的外部运行环境极其严苛，要适应从地面高度到万米高空缺氧环境，从地面静止状态到每小时数千公里的超音速状态，从沙漠干燥环境到热带潮湿环境。总之，要让航空发动机在高温、高寒、高速、高压、高转速、高负荷、缺氧、振动等极端恶劣环境下，到达数千小时的正常工作寿命，这就对航空发动机的设计、制造、安装提出了极高的要求。



       航空发动机设计中有些地方是常人难以想像的。比如发动机减重，几乎达到毫克必争的地步，设计的时候就要把材料用得恰到好处还不出问题；因为通常发动机增加1公斤重量，飞机就要增重5公斤以上。航空发动机的制造涉及材料、结构、焊接等众多极高难度的工业技术。如喷气式发动机上大量使用高强度材料和耐高温合金，零部件精度要求达到微米级，叶片型面复杂，燃烧系统和加力系统薄壁焊接零件多，大量使用定向凝固、粉末冶金、复杂空心叶片精铸、复杂陶瓷型芯制造、钛合金锻造、微孔加工、涂层与特种焊接等先进制造技术。如航空发动机整体叶盘，原始毛坯成本一个二、三十万。加工到成品要经过几十道工序，数百次换刀，上千次进退刀。A4纸大小的整体叶盘叶片最厚2毫米，最薄处只有0.2～0.3毫米，绝不允许有一丁点瑕疵。要让涡轮叶片在高温高压极端苛刻的工作状态下保持足够的强度正常运转，必须选择新型耐高温材料、采用定向结晶精密铸造工艺，此外还要通过精细设计制造出多通道空心涡轮叶片，利用气膜冷却降低叶片表面温度，以便发动机上千片叶片在极端苛刻的工作环境下满足发动机工作的需要，这就使得发动机叶片造价极其昂贵。

       据日本业界的一项分析，在单位重量创造的工业品价值比上，船舶为1，轿车为9，计算机为300，支线飞机是800，而航空发动机则高达1400。例如涡轮叶片被誉为航空发动机皇冠上的明珠，其尊崇高贵和无上价值不言而喻。太行发动机上的涡轮高压叶片，尽管只有火柴盒大小，但一个就值上万美元，一台“太行”发动机需要配备几十个。这才有效实现了发动机在上千度高温条件下的技术性能。

               



中国涡扇发动机发展历程

       中国航空发动机的研制是在新中国成立后一片空白的基础上发展起来的，从最初的修理、仿制、改进改型到今天可以独立设计制造高性能航空发动机，走过了一条十分艰辛的发展道路。

                                            

       涡扇5是我国研制的第一种涡轮风扇发动机，1962年，有关部队提出用涡喷6发动机改型为涡扇发动机来改装轰-5飞机。与涡喷6相比，涡扇5取消了加力燃烧室部分，增加了后风扇部件，去掉了压气机放气装置，增加了零级导流叶片等。涡扇5的第一台样机于1965年总装完成，1971年开始整机试飞阶段，一架轰-5飞机上装一台涡扇5发动机，开始先进行跑道滑跑试验，证明发动机的状态良好，没有出现任何问题。但就在即将进行升空试飞时，使用部门却取消了轰-5飞机换装发动机的计划，从而使涡扇5发动机的研制工作在1973年中止了。涡扇5的研制工作虽最终没能完成，但在超、跨音速风扇设计、压气机可调叶片技术和叶片调节器等关键设计上有了突破性的进展，在以后研制的多种发动机上得到了广泛的应用。涡扇5的中止研制，使我国自行设计的涡扇发动机的装备使用推迟了近30年，实在令人惋惜。

               

       1964年，我国开始了新一代歼击机和强击机的研制工作，即歼-9和强-6的研制计划。为了满足这两种飞机的性能要求，需要一种新型发动机作为其动力装置。沈阳航空发动机设计研究所提出了双轴涡喷、单轴涡喷和涡扇三类共22个设计方案进行对比，认为只有涡扇型可以满足这两种飞机的性能要求，遂将其命名为涡扇6型发动机。这也是我国第一次设计大推力发动机，其设计为双轴内外涵混合加力式涡扇发动机，设计最大推力70.6千牛，加力推力121.5千牛，推重比为6，在当时来说是一种性能十分先进的大推力发动机。涡扇6于1964年10月开始进行初步设计，1966年完成了全部图纸设计。1966年初开始由沈阳航空发动机厂进行样机试制，1969年完成了2台试验机的制造工作。涡扇6的初步调试在1968年就已开始，1974年，发动机达到了100%转速，进入高转速运转试车。1979年11月，所出现的各种问题相继被解决，发动机实现了高转速长时间稳定运转。1982年2月，首台涡扇6G进行了地面试验，加力推力达138KN，推重比超过7，达到预期指标，可以进行实机飞行试验，为其进一步发展铺平了道路。然而，在80代初期，由于空军装备体制发生变化，歼-9和强-6飞机计划相继下马，作为其配套动力的涡扇6失去了使用对象。1983年7月，涡扇6发动机的研制工作全部中止，1984年初，研制计划被取消。这一种性能优秀且很有发展前途的涡扇发动机再次被取消研制，使我国又一次与涡扇发动机失之交臂，再次错过了缩短与世界先进水平差距的机会。

              

太行发动机

       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70年代上马的歼9、歼13、强6、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。涡扇10（WS-10）工程于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。以中国当时的技术，要独立自主地研制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的。

       涡扇10立项后就开始了核心机的改进工作，1987年，开始进入验证机研制阶段，1993年完成。1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验，97年开始型号研制(飞行前试验阶段)，考虑将其作为歼11和歼10两种战机的动力，并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说，这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上，一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失。97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年10月624所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。2005年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车，05年12月28日完成定型审查考核。WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1747K提高到1800K，推重比也由原来的7.5提高到8左右，推力也由132KN提高到138KN，达到了90年代的世界先进水平。历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性问题，需要不断改进。前几年太行的重点目标是：03年针对重点型号减重开展的“减重年”；04年为确保重点型号的定型而进行的“排故年”；05年为提高和完善设计质量而开展的“细节年”；06年为进一步完善设计、提高设计质量而进行的“精化年”。太行的各项性能还在不断的完善之中，以后还会有进一步的提高。

                  

           

具体技术细节

       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。
在太行的早期型上，其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金，涡轮盘早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金。高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的，美国也只是在第四代发动机F119（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷，使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均减少。

       太行的最大推力在138KN，推比8，涡前温度1800K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机0～3级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛－扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计以后会换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统，后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1，低压转子为1-1-1。从国际发动机的情况来看，航空发动机基本分成三大类，即小推力发动机，推力一般在3000公斤以下；中推力发动机，推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机，推力一般在11000公斤-15000公斤，涡扇10无疑是大推力级发动机。

                             

研发难度

       回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的不仅是荣誉和光芒，而且还带有苦涩和悲壮。20世纪90年代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。

       太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关键。2003年，“太行”发动机研制工作进入决战决胜阶段。由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些问题，导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时，发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题，如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中，5个起落出现3次“特情”。2004年夏天，太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车，虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动。 606所与行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作，先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行发动机的定型试飞。解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。

       在发动机的试制中，中国一航创造性地学习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，发挥国内各专业优势，多家企业组成国家联合队，协同攻关，成功应用了百种新材料、新工艺。发动机材料已接近或达到国际先进水平。先进新材料占整机重量超过50%。包括先进钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。

               

在太行发动机研制过程中采用的新技术有：

       1）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；
       2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，与高压涡轮对转，其效率达到当今国际先进水平。

       3) 太行的空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠上的明珠” 的尖端技术。借鉴了国际上先进的气膜冷却技术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。

       4）“太行”发动机复合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第一次应用。是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，更耐腐蚀。

       5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；

       6）第Ⅳ级和Ⅷ级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。研制成功的GH4169合金Ⅳ级至Ⅷ级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合金叶片冷辊轧技术的空白。2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。但是GH4169合金压气机、涡轮盘件，目前仍然存在盘件性能富裕度小，个别情况盘件的性能、组织无法满足标准要求; 新工艺、新结构需要持续改进。

       7）尾喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步提高。

       8）太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。

       9）将纳米氧化锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶片以及低压一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的“保护衣”，达到了世界热障涂层技术应用的最前沿。2005年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。

       10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难题最终由北京航空材料研究院解决。

       11）“太行”发动机试验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，能保证发动机可靠工作。原来的数字电调方案则改为第二案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。

       12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。

                 

                       

                                    两代国家领导人对该工程都非常重视，可见该工程的重要性。





重大意义

       太行发动机不但可以作为战斗机的动力，并且太行发动机未来的大涵道比加力改型可以用于轰炸机，而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。由太行发动机衍生的船用燃气轮机可以作为驱逐舰等大型水面舰只的主动力。并且，在“太行”的研制过程中，厂方严格执行参照“美军标”制定的国家军用标准，发动机的可靠性和使用寿命比起以往的国产发动机和进口的俄制发动机，要有质的飞跃。太行发动机的研制成功意味着国产海空主战装备的“心脏病”将得到全面解决。

航空喷气发动机简史

       早期的飞机使用活塞式发动机，但由于活塞式发动机功率和螺旋桨效率满足不了继续增速、突破音障和提高升限的需要，人们开始加紧研制喷气式发动机。其实，早在1791年已出现燃气轮机设计方案，20世纪产生了喷气推进理论，但是很长时间内叶轮的效率太低，不可能造出实用的涡轮喷气发动机。英国人弗兰克?惠特尔于1930年1月取得了涡轮发动机专利。而德国帕布尔斯特?冯?奥海因却后来居上，在1937年3月研制成功推力为5千牛的HeS—3B轴流式喷气发动机。1939年8月27日，装此发动机的He—178飞机试飞成功，最大速度为700公里/小时，成为世界上第一架成功飞行的喷气飞机。惠特尔的离心式涡喷气发动机于1937年4月12日试制成功。1941年5月15日装有W—1发动机的E28/39喷气机试飞成功。

       喷气发动机可以分为火箭发动机和空气喷气发动机两大类。前者主要用于火箭、人造卫星和宇宙飞船，后者用于飞机。空气喷气发动机是利用空气中的氧和燃料进行燃烧所得的燃气作为工作介质的动力装置。这种发动机在工作时，空气进入燃烧室之前先行压缩，然后进入燃烧室与雾化了的燃料混合燃烧，成为具有很大能量的高温燃气，以高速从喷口向外喷出，使发动机产生推力。

       空气喷气发动机又按空气压缩方法的不同分为无压缩器式和有压缩器式两种。无压缩器式包括冲压喷气发动机和脉冲喷气发动机。有压缩器的包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，它们广泛用于各种飞机和直升机。

                                       

       涡轮喷气发动机主要由压气机、燃料混合燃烧室、涡轮及喷管等组成。在这种发动机中，涡轮带动压气机旋转，使进入发动机的空气增压后与燃料混合燃烧，燃气经尾喷管高速排出获得反作用推力。目前使用的有离心式（靠离心力压气）和轴流式（气流方向基本上与前后轴线相平行）涡轮喷气发动机。为了在短时间内增加发动机的最大推力，有的发动机在涡轮后面装有加力燃烧管，进行喷油复燃，通常可增加最大推力30％～70％。涡轮喷气发动机广泛用作军用飞机的动力装置。

       涡轮风扇发动机又称内外涵发动机，它在普通的涡轮喷气发动机的基础上加装了由涡轮带动的风扇和一个外涵道。这种发动工作的特点是：空气分两路进入发动机，一路通过内涵道（核心发动机），另一路进入外涵道，两路气流通过各自的喷管或在混合室内掺混后通过共同喷管排出，产生推力。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机具有更大的空气流量和较低的喷管喷射速度，因而推进效率及经济性等都显著提高。外涵道与内涵道空气质量流量的比值叫涵道比。通常小涵道比涡扇发动机主要用于战斗机、战斗轰炸机和攻击机；大涵道比涡扇发动机用于客机和运输机。

                                 



涡扇发动机原理

　    涡扇发动机是喷气发动机的一个分支,从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟.从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已.然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来.涡扇发动机这个"小弟弟"仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝.

       这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。在尾部喷管膨胀的气流大部分冲击后面的低压涡轮，做功变成旋转的机械能，从输出轴传递向前，来驱动前面的风扇，前面的风扇驱动空气从外涵道喷出，这才是发动机主要的推力来源。它的尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右。由于尾部喷管气流已经对低压涡轮做功，热量降低了，速度也降低了，再喷入大气也带来部分推力，算是废物利用。

       由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。

       涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。

　　现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能.而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离.比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时,F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞.在降落时可以用60度的迎角作低速平飞,在不用减速伞和反推力的情况下,只要500米的跑道就可以安全降落.

　　更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的.但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话,其飞机的空战推重比就很难达到1,如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价.比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机.为了使飞机的推重比达到1,苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%.相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右.

　　而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面.随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大,起飞重量也就越来越大,对发动机的推力要求也越来越高.在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前,人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题.比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机.该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）.如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机.在现在如果不考虑动力系统的可靠性,像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可.

　　而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的.因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量.

　　在五十年代未、六十年代初,作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟.当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平.在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能.而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力.

　　当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高.当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1）,发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高。这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视.各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机。现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。