盘点一下目前和将来可用的发动机，看看都能设计些啥

我大概估算了一下，推重比和飞机的关系
如果推重比达到0.2，可以研制亚音速轰炸机和运输机（以B-2和C-17为例）
如果推重比达到0.4，可以研制超音速轰炸机或者亚音速攻击机（以B-1B和A-10为例）
如果推重比达到0.6，可以研制战斗轰炸机（以歼轰-7和F-15E为例）
如果推重比超过0.8，可以研制战斗机

一下是现役发动机的一些参数

涡喷系列

涡喷 -6 （ WP-6 ）：
性能：
直径 0.6686 米 长度 2.91 米 净重 708.1 公斤
空气流量 43.3 公斤 / 秒
转速 11150 转 / 分
增压比 7.14
涡轮前温度 870 摄氏度
耗油率 1.63 公斤 / 公斤 / 小时
推力 3187 公斤
推重比 4.59

WP—6系列性能：WP—6性能：最大推力25.5KN、加力推力31.8KN、重量708KG、翻修时间100小时（1973年提高至200小时）。
WP—6甲性能：最大推力29.4KN、加力推力36.8、推重比5.17、重量725KG、翻修时间200小时。

装机对象　歼 -6 、强 -5

涡喷 -7 （ WP-7 ）：
结构与性能：
ＷＰ－７甲为轴流式、双转子、带加力涡喷发动机 　
加力推力 6000 公斤
不加力推力 4400 公斤
加力耗油率 2.0 公斤 / 公斤 / 小时
不加力耗油率 1.01 公斤 / 公斤 / 小时
高压转速 11150 转 / 分
低压转速 11440 转 / 分
推重比 5.2
增压比 8.85
涡轮前温度 1015摄氏度
空气流量 64.5 公斤 / 秒
直径 0.906 米
长度 5.16 米
净重 1160.0 公斤
　
ＷＰ－７性能：最大推力３８．２ＫＮ、加力推力５５．９ＫＮ、翻修时间１００小时
ＷＰ－７甲性能：最大推力４８．９ＫＮ、加力推力５８．８ＫＮ、推重比５．１８、翻 修时间１００小时（较ＷＰ－７推力提高２８％、耗油率降低１３％）
ＷＰ－７乙（乙Ｂ）推力较ＷＰ－７提高６％、耗油降２％、乙Ｂ型翻修时间提高至２５ ０小时。

装机对象
涡喷 7 　　　　　　　　歼 -7
涡喷 7 甲　　　　　　　歼 -8 白天型
涡喷 7 乙　　　　　　　歼 -7 Ⅱ
涡喷 7 乙 B 和涡喷 7 乙Ⅲ　歼 -7 Ⅱ H 、歼 -7L 和歼 -7 出口型

涡喷 -8 （ WP-8 ）：
结构与性能：
     涡喷 8 发动机的最大推力为 93 千 牛，重量为 3100 千克，直径 1.4 米，推重比２．９４、重量３１００ＫＧ、翻修时间３００小时（目前提高至１０００小时，最大推力也提高到９８ＫＮ）。 该型发动机耗油量极大，在空军中被戏称为“ 油老虎 ” 。
装机对象　 H-6 和 H-6J

涡喷 11：

产地 中国生产公司北航 生产时间 1978
使用年代 1978 年至今
用途 高空无人驾驶照相侦察机 — 无侦 5 飞机
推力 850 公斤
耗油率 1.1 公斤/公斤/小时 转速 22000 转 / 分
推重比 4.32 增压比 5.47
涡轮前温度 927 摄氏度 空气流量 13.5 公斤 / 秒
直径 0.567 米 长度 1.983 米 净重 197.0 公斤

涡喷 -13 （ WP-13 ）：

结构与性能：
     压气机 8 级轴流式，超跨音速设计，低压 3 级、高压 5 级转子为盘鼓轴式结构。压气机除第 1 、 2 级转子叶 片和盘、压气机轴、第 8 级静子叶片为 1Cr11NiW2Mo 锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为 TC11 钛合金制造。 WP13FI 第 1 级转子叶片由 24 片改为 19 片，其第 3 级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式工艺。
     燃烧室 环管形，10 个火焰筒，采用 5 段气膜冷却，涂 W－2 高温陶瓷。低压电容放电 X 火，具有两个点火器。火焰筒材料为 GH3044 ，安装边为 GH1015 铁镍基 合金。 WP13 的安装边为 GH3030
     尾喷管 简单收敛式，喷口可调
     控制系统 电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序和喷口面积。WP13AII 在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。
     涡轮轴流式 高、低压各 1 级。第 1 级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构（ WP13X 第 1 级转子叶片为 GH220 实心锻造叶片）。WP13F 、WP13FI 第 2 级转子叶片改为带冠叶片。第 1 、2 级导向器叶片材料为 K403。第 1 级转子叶片材料为 K417 。第 2 级转子叶片材料随型别改变： WP13 、 WP13AII 为 GH4049 ； WP13F 为 K417 ； WP13FI 为 DZ4 定向结晶耐热合金。 K417 采用了无余量精铸新工 艺
     加力燃烧室 WP13 、 WP13AII 采用环形加径向混合型稳定器； WP13F 、 WP13FI 为沙丘环涡式稳定器。 WP13AII 、 WP13F 、 WP13FI 加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。 WP13AII 筒体加长 550mm 。稳定器和隔热屏材料为 GH3128 （ WP13 为 GH3044 ），筒体为 GH99 （ WP13 为 GH3044 ）。
     最大推力４３．１ＫＮ
     加力推力６４．７ＫＮ
     推重 比５．７７
     耗油率１．０
     翻修时间３５０小时。

装机对象
WP13 J-7 Ⅲ飞机
WP13A Ⅱ　　 J-8 Ⅱ、 J-8 Ⅱ (02)
WP13F J-7E
WP13FI J-7 Ⅲ　 A/J-7D

昆仑发动机(WP14 ) ：


结构与性能：

     “昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式 防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。

     发动机长4.635米，直径 882 毫米，重 1010 千克，最大推力 49 千牛，加力推力 69.6 千牛，推重比 6.4 ，加力推力耗油率 0.20 千克 / 牛 ? 小时 ，最大推力耗油率 0.098 千克 / 牛 ? 小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。

     2002 年“昆仑”Ⅱ的加力推力为 7800 千克，现已提高到加力 8010 千克，最大 5780 千克，推重比 7.22 。发展型昆仑 3 加力为 8930 千克，推重比 8.05 。

     昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼 7 和歼 8 系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，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。

涡扇系列
涡扇 -9 （ WS-9 ） ：

结构与性能：
     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。
     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 Castrol98(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 。 n 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 。
     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。
     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
     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
     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
长度 (mm)( 喷口面积最小时) 5061
质量 (kg)( 不包括飞机附件 ) 1842  

装机对象　歼轰-7

太行发动机 (WS10)：

结构与性能：
     空气进量 100kg/sec
     涡轮前温度为 1700-1750k
     高、低转子的转速分转别是 13 kr/min ， 16.2 kr/min
     涵道比 0.5
     总增压比 30
     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
     装有无锡航空发动机研究所研制的 FADEC  

进口的发动机
AЛ-31Ф(AL-31F)

结构和系统

进 气 口　进气机匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片，导流叶片前缘固定，由来自高压
　　　　　压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。
风　　扇　4级轴流式，增压比为3.6。整个风扇为全钛结构。前3级转子叶片带有阻尼凸台。整个风
　　　　　扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上，带有机匣处理环
　　　　　腔，开有400个斜槽，用以提高风扇的稳定工作裕度。第4级出口整流叶片为双排的串列叶
　　　　　栅。
高　　压
压 气 机　9级轴流式。第1～3级盘用电子束焊焊在一起，而第4～6级盘同样用电子束焊焊为一个整
　　　　　体。第7～9级则为单盘，而用长螺栓与6级盘连在一起，第1～6级盘为钛合金构件，第7～
　　　　　9级则用耐热合金制成。第1～5级转子叶片用钛合金制成，第6～9级转子叶片用耐热合金
　　　　　制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并
　　　　　装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第1～2级导流器，共三排是可调的。1
　　　　　～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。
燃 烧 室　环形。有28个双油路离心式喷嘴，两个点火装置和半导体电嘴。
涡　　轮　高低压涡轮均为单级。高压涡轮导向器共有14组，每组3个叶片。高压涡轮转子叶片共90
　　　　　片，不带冠，榫头处带有减振器。低压涡轮导向器共11组，每组亦为3个叶片。转子叶片
　　　　　亦为90片，带冠。低压涡轮轴的特点是前后分为三段，前、后段由耐热不锈钢制成，中
　　　　　段由钛合金制成，三段间以“叉型”结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的4排叶片
　　　　　均为气冷式叶片，总冷气量占内涵空气流量的17.5%，其中直接引自第二股气流的为7.5%，
　　　　　主要冷却高压涡轮导向器前缘等处，另一股气流为8.9%，自燃烧室机匣外壁处引出，经设
　　　　　置在外涵流路中的空气－空气换热器冷却，可使冷却空气降温125～210℃，这些空气中，
　　　　　占内涵流量的6.4%经高压导向器的中腔进入，除用于冷却导向叶片外，有4.6%进入高压涡
　　　　　轮盘前，并有3.2%的空气用于冷却高压涡轮转子叶片。低压涡轮转子叶片用外涵空气进行
　　　　　冷却。冷气经涡轮后机匣支板引入内部，经低压涡轮盘上的一些径向斜孔的泵效应增压，
　　　　　再进入低压涡轮叶片。
加　　力
燃 烧 室　进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。火焰
　　　　　稳定器有3圈“V”形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处
　　　　　开有大量的防振孔。
尾 喷 管　收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷
　　　　　口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力
　　　　　作动改变喷口的出口截面面积。
控制系统　基本部分为机械－液压系统，包括主泵－主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要
　　　　　附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极限
　　　　　值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由机械－液压系统控制。还
　　　　　具有多项参数的监测系统，以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。
AЛ-31Ф(AL-31F)


技术数据

最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258
中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620
加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　2.00
中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　　0.795
推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0
涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60
总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392
最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 1750 (按国际上一般规定)

装机对象：歼-10，歼-11，歼-20

RD-93（WS-13）

性能指标
一般特征类型：有后燃器涡轮扇发动机[1]
全长：4,250毫米（167.3吋）
直径：1,040毫米（40.9吋）
净重：1,055公斤（2,325磅）
组成部件压缩器：双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段
旁通比：0.49：1
飞行表现推力：
军用推力：5,098公斤（50.0 kN, 11,230磅）
最大后燃推力：8,300公斤（81.3 kN, 18,285磅）
总压缩比：20：1
涡前温度：1,407 °C (2,565 °F)
燃料消耗：
军用推力：7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))
最大后燃推力：20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))
推力重量比：77.1 N/kg (7.9:1)
反应时间：从空转到最大后燃推力共需4秒

装机对象：枭龙、利剑、310工程机

ＡＩ－２５ＴＬＫ涡喷发动机（WS-11）

推力可达到１７２０千克

ＡＩ－２２２－２５发动机

推力可达到２５００千克

D-30KP2(WS-18)

General characteristics

    Type: Twin-spool non-afterburning turbofan
    Length: 4.836 m
    Diameter: 57.3 in (1.46 m)
    Dry weight: 5082 lb (2305 kg)

Components

    Compressor: Axial, 3 stage fan/low pressure compressor, 11 stage high pressure compressor
    Combustors: Can-type
    Turbine: 2 stage high pressure turbine, 4 stage low pressure turbine

Performance

    Maximum thrust: 23,150 lbf (103 kN)
    Overall pressure ratio: 17:1
    Specific fuel consumption: 0.498 lb/lbf·hr
    Thrust-to-weight ratio: 3.8:1


在研的发动机

岷山发动机

规格

“岷山”发动机由2级风扇、7级高压压气机、短环燃烧室、1级高压涡轮、1级低压涡轮、加力燃烧室、收敛扩张喷管以及全权限控制系统（FADEC）组成，推力为4000~5000千克级[2] 。配合低压级和喷管等组成，其设计指标基本上类似于当代最先进中小推力发动机，涡轮前温度1600~1650K，油耗较低，性能优于L-15现有的AI222-F25发动机，直径和长度也满足直接替换的需求，将作为未来L-15的替换发动机使用。

九寨发动机

九寨长度：158-170厘米
九寨直径：最大：78厘米
九寨净重：248-370公斤
九寨最大推力 ：起飞推力：1050kg
九寨燃油消耗 ：0.9KG/KW.H
九寨推力与重量比 ： 4:1
九寨大修循环间隔：800h小时

涡扇-15

技术数据
最大加力推力：16186.5daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中间耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：大于或等于9(初期约为大于8.5)
空气流量：138kg/s
涵道比：0.382
总增压比：28.71
涡轮进口温度：1477℃
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1862.3kg

涡扇-20

WS-20是一款推力范围为13000至14000千克力(kgf)的大涵道比涡扇发动机

我大概估算了一下，推重比和飞机的关系
如果推重比达到0.2，可以研制亚音速轰炸机和运输机（以B-2和C-17为例）
如果推重比达到0.4，可以研制超音速轰炸机或者亚音速攻击机（以B-1B和A-10为例）
如果推重比达到0.6，可以研制战斗轰炸机（以歼轰-7和F-15E为例）
如果推重比超过0.8，可以研制战斗机

一下是现役发动机的一些参数

涡喷系列

涡喷 -6 （ WP-6 ）：
性能：
直径 0.6686 米 长度 2.91 米 净重 708.1 公斤
空气流量 43.3 公斤 / 秒
转速 11150 转 / 分
增压比 7.14
涡轮前温度 870 摄氏度
耗油率 1.63 公斤 / 公斤 / 小时
推力 3187 公斤
推重比 4.59

WP—6系列性能：WP—6性能：最大推力25.5KN、加力推力31.8KN、重量708KG、翻修时间100小时（1973年提高至200小时）。
WP—6甲性能：最大推力29.4KN、加力推力36.8、推重比5.17、重量725KG、翻修时间200小时。

装机对象　歼 -6 、强 -5

涡喷 -7 （ WP-7 ）：
结构与性能：
ＷＰ－７甲为轴流式、双转子、带加力涡喷发动机 　
加力推力 6000 公斤
不加力推力 4400 公斤
加力耗油率 2.0 公斤 / 公斤 / 小时
不加力耗油率 1.01 公斤 / 公斤 / 小时
高压转速 11150 转 / 分
低压转速 11440 转 / 分
推重比 5.2
增压比 8.85
涡轮前温度 1015摄氏度
空气流量 64.5 公斤 / 秒
直径 0.906 米
长度 5.16 米
净重 1160.0 公斤
　
ＷＰ－７性能：最大推力３８．２ＫＮ、加力推力５５．９ＫＮ、翻修时间１００小时
ＷＰ－７甲性能：最大推力４８．９ＫＮ、加力推力５８．８ＫＮ、推重比５．１８、翻 修时间１００小时（较ＷＰ－７推力提高２８％、耗油率降低１３％）
ＷＰ－７乙（乙Ｂ）推力较ＷＰ－７提高６％、耗油降２％、乙Ｂ型翻修时间提高至２５ ０小时。

装机对象
涡喷 7 　　　　　　　　歼 -7
涡喷 7 甲　　　　　　　歼 -8 白天型
涡喷 7 乙　　　　　　　歼 -7 Ⅱ
涡喷 7 乙 B 和涡喷 7 乙Ⅲ　歼 -7 Ⅱ H 、歼 -7L 和歼 -7 出口型

涡喷 -8 （ WP-8 ）：
结构与性能：
     涡喷 8 发动机的最大推力为 93 千 牛，重量为 3100 千克，直径 1.4 米，推重比２．９４、重量３１００ＫＧ、翻修时间３００小时（目前提高至１０００小时，最大推力也提高到９８ＫＮ）。 该型发动机耗油量极大，在空军中被戏称为“ 油老虎 ” 。
装机对象　 H-6 和 H-6J

涡喷 11：

产地 中国生产公司北航 生产时间 1978
使用年代 1978 年至今
用途 高空无人驾驶照相侦察机 — 无侦 5 飞机
推力 850 公斤
耗油率 1.1 公斤/公斤/小时 转速 22000 转 / 分
推重比 4.32 增压比 5.47
涡轮前温度 927 摄氏度 空气流量 13.5 公斤 / 秒
直径 0.567 米 长度 1.983 米 净重 197.0 公斤

涡喷 -13 （ WP-13 ）：

结构与性能：
     压气机 8 级轴流式，超跨音速设计，低压 3 级、高压 5 级转子为盘鼓轴式结构。压气机除第 1 、 2 级转子叶 片和盘、压气机轴、第 8 级静子叶片为 1Cr11NiW2Mo 锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为 TC11 钛合金制造。 WP13FI 第 1 级转子叶片由 24 片改为 19 片，其第 3 级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式工艺。
     燃烧室 环管形，10 个火焰筒，采用 5 段气膜冷却，涂 W－2 高温陶瓷。低压电容放电 X 火，具有两个点火器。火焰筒材料为 GH3044 ，安装边为 GH1015 铁镍基 合金。 WP13 的安装边为 GH3030
     尾喷管 简单收敛式，喷口可调
     控制系统 电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序和喷口面积。WP13AII 在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。
     涡轮轴流式 高、低压各 1 级。第 1 级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构（ WP13X 第 1 级转子叶片为 GH220 实心锻造叶片）。WP13F 、WP13FI 第 2 级转子叶片改为带冠叶片。第 1 、2 级导向器叶片材料为 K403。第 1 级转子叶片材料为 K417 。第 2 级转子叶片材料随型别改变： WP13 、 WP13AII 为 GH4049 ； WP13F 为 K417 ； WP13FI 为 DZ4 定向结晶耐热合金。 K417 采用了无余量精铸新工 艺
     加力燃烧室 WP13 、 WP13AII 采用环形加径向混合型稳定器； WP13F 、 WP13FI 为沙丘环涡式稳定器。 WP13AII 、 WP13F 、 WP13FI 加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。 WP13AII 筒体加长 550mm 。稳定器和隔热屏材料为 GH3128 （ WP13 为 GH3044 ），筒体为 GH99 （ WP13 为 GH3044 ）。
     最大推力４３．１ＫＮ
     加力推力６４．７ＫＮ
     推重 比５．７７
     耗油率１．０
     翻修时间３５０小时。

装机对象
WP13 J-7 Ⅲ飞机
WP13A Ⅱ　　 J-8 Ⅱ、 J-8 Ⅱ (02)
WP13F J-7E
WP13FI J-7 Ⅲ　 A/J-7D

昆仑发动机(WP14 ) ：


结构与性能：

     “昆仑”发动机为双转子带加力式涡喷发动机，采用了现在世界先进发动机都在应用的定向凝固、无余量精铸、复合冷却空心涡轮叶片尖端技术。这个技术的应用使我国在同等材料水平上有效地提高的涡前温度，大大提高了发动机的推力。同时，昆仑发动机还采用了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室、复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片、高级陶瓷涂层、数字式 防喘系统和状态监控等技术，有效地提高了发动机工作的稳定性和可靠性。

     发动机长4.635米，直径 882 毫米，重 1010 千克，最大推力 49 千牛，加力推力 69.6 千牛，推重比 6.4 ，加力推力耗油率 0.20 千克 / 牛 ? 小时 ，最大推力耗油率 0.098 千克 / 牛 ? 小时，翻修时间达到了850小时，总寿命达到1500小时，总体达到了世界80年代中期的技术水平。

     2002 年“昆仑”Ⅱ的加力推力为 7800 千克，现已提高到加力 8010 千克，最大 5780 千克，推重比 7.22 。发展型昆仑 3 加力为 8930 千克，推重比 8.05 。

     昆仑发动机在设计时就考虑了换发易改装的要求，可以应用于国产歼 7 和歼 8 系列上。夏季飞机可以不开加力起飞。另外，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。

涡扇系列
涡扇 -9 （ WS-9 ） ：

结构与性能：
     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。
     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 Castrol98(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 。 n 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 。
     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。
     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
     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
     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
长度 (mm)( 喷口面积最小时) 5061
质量 (kg)( 不包括飞机附件 ) 1842  

装机对象　歼轰-7

太行发动机 (WS10)：

结构与性能：
     空气进量 100kg/sec
     涡轮前温度为 1700-1750k
     高、低转子的转速分转别是 13 kr/min ， 16.2 kr/min
     涵道比 0.5
     总增压比 30
     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
     装有无锡航空发动机研究所研制的 FADEC  

进口的发动机
AЛ-31Ф(AL-31F)

结构和系统

进 气 口　进气机匣为全钛结构，有23个可变弯度的进口导流叶片，导流叶片前缘固定，由来自高压
　　　　　压气机第7级的空气防冰，后部则为可调叶片。
风　　扇　4级轴流式，增压比为3.6。整个风扇为全钛结构。前3级转子叶片带有阻尼凸台。整个风
　　　　　扇转子用电子束焊焊为一个整体构件。第4级转子叶片对应的外机匣上，带有机匣处理环
　　　　　腔，开有400个斜槽，用以提高风扇的稳定工作裕度。第4级出口整流叶片为双排的串列叶
　　　　　栅。
高　　压
压 气 机　9级轴流式。第1～3级盘用电子束焊焊在一起，而第4～6级盘同样用电子束焊焊为一个整
　　　　　体。第7～9级则为单盘，而用长螺栓与6级盘连在一起，第1～6级盘为钛合金构件，第7～
　　　　　9级则用耐热合金制成。第1～5级转子叶片用钛合金制成，第6～9级转子叶片用耐热合金
　　　　　制成。所有9级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并
　　　　　装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第1～2级导流器，共三排是可调的。1
　　　　　～8级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。
燃 烧 室　环形。有28个双油路离心式喷嘴，两个点火装置和半导体电嘴。
涡　　轮　高低压涡轮均为单级。高压涡轮导向器共有14组，每组3个叶片。高压涡轮转子叶片共90
　　　　　片，不带冠，榫头处带有减振器。低压涡轮导向器共11组，每组亦为3个叶片。转子叶片
　　　　　亦为90片，带冠。低压涡轮轴的特点是前后分为三段，前、后段由耐热不锈钢制成，中
　　　　　段由钛合金制成，三段间以“叉型”结构用径向销钉连为一体。高、低压涡轮的4排叶片
　　　　　均为气冷式叶片，总冷气量占内涵空气流量的17.5%，其中直接引自第二股气流的为7.5%，
　　　　　主要冷却高压涡轮导向器前缘等处，另一股气流为8.9%，自燃烧室机匣外壁处引出，经设
　　　　　置在外涵流路中的空气－空气换热器冷却，可使冷却空气降温125～210℃，这些空气中，
　　　　　占内涵流量的6.4%经高压导向器的中腔进入，除用于冷却导向叶片外，有4.6%进入高压涡
　　　　　轮盘前，并有3.2%的空气用于冷却高压涡轮转子叶片。低压涡轮转子叶片用外涵空气进行
　　　　　冷却。冷气经涡轮后机匣支板引入内部，经低压涡轮盘上的一些径向斜孔的泵效应增压，
　　　　　再进入低压涡轮叶片。
加　　力
燃 烧 室　进口处有混合器，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。火焰
　　　　　稳定器有3圈“V”形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处
　　　　　开有大量的防振孔。
尾 喷 管　收敛－扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷
　　　　　口则靠16个周向气压作动筒形成的环形“束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力
　　　　　作动改变喷口的出口截面面积。
控制系统　基本部分为机械－液压系统，包括主泵－主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要
　　　　　附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极限
　　　　　值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由机械－液压系统控制。还
　　　　　具有多项参数的监测系统，以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。
AЛ-31Ф(AL-31F)


技术数据

最大加力推力(daN)　　　　　　　　12258
中间推力(daN)　　　　　　　　　　7620
加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　2.00
中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　　0.795
推重比　　　　　　　　　　　　　 8.17(按前苏联关于发动机干质量标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 7.14(按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s)　　　　　　　　　 112.0
涵道比　　　　　　　　　　　　　 0.60
总增压比　　　　　　　　　　　　 23.8
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　 1392
最大直径(mm)　　　　　　　　　　 1300
长度(mm)　　　　　　　　　　　　 4950
质量(kg)　　　　　　　　　　　　 1530 (按前苏联标准)
　　　　　　　　　　　　　　　　 1750 (按国际上一般规定)

装机对象：歼-10，歼-11，歼-20

RD-93（WS-13）

性能指标
一般特征类型：有后燃器涡轮扇发动机[1]
全长：4,250毫米（167.3吋）
直径：1,040毫米（40.9吋）
净重：1,055公斤（2,325磅）
组成部件压缩器：双轴式压缩器，4级扇叶和9个压缩段
旁通比：0.49：1
飞行表现推力：
军用推力：5,098公斤（50.0 kN, 11,230磅）
最大后燃推力：8,300公斤（81.3 kN, 18,285磅）
总压缩比：20：1
涡前温度：1,407 °C (2,565 °F)
燃料消耗：
军用推力：7.5 kg/(kN·h) (0.77 lb/(lbf·h))
最大后燃推力：20.1 kg/(kN·h) (2.05 lb/(lbf·h))
推力重量比：77.1 N/kg (7.9:1)
反应时间：从空转到最大后燃推力共需4秒

装机对象：枭龙、利剑、310工程机

ＡＩ－２５ＴＬＫ涡喷发动机（WS-11）

推力可达到１７２０千克

ＡＩ－２２２－２５发动机

推力可达到２５００千克

D-30KP2(WS-18)

General characteristics

    Type: Twin-spool non-afterburning turbofan
    Length: 4.836 m
    Diameter: 57.3 in (1.46 m)
    Dry weight: 5082 lb (2305 kg)

Components

    Compressor: Axial, 3 stage fan/low pressure compressor, 11 stage high pressure compressor
    Combustors: Can-type
    Turbine: 2 stage high pressure turbine, 4 stage low pressure turbine

Performance

    Maximum thrust: 23,150 lbf (103 kN)
    Overall pressure ratio: 17:1
    Specific fuel consumption: 0.498 lb/lbf·hr
    Thrust-to-weight ratio: 3.8:1


在研的发动机

岷山发动机

规格

“岷山”发动机由2级风扇、7级高压压气机、短环燃烧室、1级高压涡轮、1级低压涡轮、加力燃烧室、收敛扩张喷管以及全权限控制系统（FADEC）组成，推力为4000~5000千克级[2] 。配合低压级和喷管等组成，其设计指标基本上类似于当代最先进中小推力发动机，涡轮前温度1600~1650K，油耗较低，性能优于L-15现有的AI222-F25发动机，直径和长度也满足直接替换的需求，将作为未来L-15的替换发动机使用。

九寨发动机

九寨长度：158-170厘米
九寨直径：最大：78厘米
九寨净重：248-370公斤
九寨最大推力 ：起飞推力：1050kg
九寨燃油消耗 ：0.9KG/KW.H
九寨推力与重量比 ： 4:1
九寨大修循环间隔：800h小时

涡扇-15

技术数据
最大加力推力：16186.5daN
中间推力：10522daN
加力耗油率：2.02kg/daN/h
中间耗油率：0.665kg/daN/h
推重比：大于或等于9(初期约为大于8.5)
空气流量：138kg/s
涵道比：0.382
总增压比：28.71
涡轮进口温度：1477℃
最大直径：1.02m
长度：5.05m
质量：1862.3kg

涡扇-20

WS-20是一款推力范围为13000至14000千克力(kgf)的大涵道比涡扇发动机