航空发动机

看帖发现网友奇怪昆仑还在生产，转一篇2008年的论文。

1 引言
航空发达国家在发动机的发展方面，普遍采取全新研制与衍生发展“2 种途径并用”的方针。全新研制能实现技术上的大跨度飞跃，但需要耗费巨额资金、大量的人力、物力和漫长的周期。为了最大限度回收其技术和经济效益，在原型发动机研制成功之后，紧跟着进行改进改型研制[1]，衍生发展出多型军、民用航空发动机，及工业与船用燃气轮机等系列化产品，尽可能多地占领市场，以追求最大利润。这种途径属于渐进式发展，风险小，周期短，投资少，见效快，效费比高。
“昆仑”发动机是中国第1 个贯彻国军标（GJB241- 1987《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》），具有自主知识产权的军用航空发动机。在设计中，采用了数十项先进的新技术、新材料和新工艺，贯彻了结构完整性要求；在研制中，进行了数万小时的部件试验和数千小时的整机试车及空中试飞，使其具有了优良性能和高可靠性。在经历了18 年曲折漫长的研制，通过了几百项严格、苛刻的地面考核试验和空中考核试飞后，成为中国第1 型走完从自行设计到设计定型全过程的航空发动机。这结束了中国长期以来只能仿制、改进改型，不能自行设计航空发动机的历史。
2 “昆仑”A/B/H 系列发动机研制
“昆仑”发动机（如图1 所示）在“三不变”（即保持与现役涡喷发动机的最大外廓尺寸、空气流量、安装形式不变）的约束下，大幅度地提高了中、低空飞行时的推力，降低了耗油率，同时改善了空中起动性能、发动机可靠性、耐久性和维修性。用“昆仑”发动机替换现役涡喷发动机，将明显改善现役歼X 和歼Y 系列飞机的作战使用性能。但是，由于“昆仑”发动机的压气机较长，主燃烧室较短，其位于高压压气机出口整流器承力机匣上的主安装节比现役涡喷发动机的后移128.5 mm，从而不能与现役涡喷发动机实现安装互换。“昆仑”原型发动机试飞时，在飞机上新增加1 个小承力框，将主推力销后移128.5 mm，解决了发动机安装问题。然而，与现役涡喷系列发动机“安装互换性问题”仍然存在，并成为“昆仑”发动机在其它型歼X 和歼Y 系列飞机上更广泛应用的最大障碍。为尽量减少飞机换发的改动量，从1999 年起，就开始组织有关”昆仑”发动机与现役涡喷系列发动机安装互换性的技术攻关[3]，并与飞机设计部门进行技术协调，力求通过修改发动机来适应歼X 和歼Y 系列多型飞机不同的安装使用要求，从而衍生发展了“昆仑”A/B/H 系列发动机。衍生发展工作是在保持发动机性能、基本结构均与原型发动机相同的前提下进行的，主要对发动机外部进行适应性改进，重点解决与现役涡喷系列发动机的安装互换。与原型发动机相比，其主要变动如下：
（1）新设计了桥式主安装节（如图2 所示），装于高压压气机前、后安装边之间，将主安装节位置前移128.5 mm（如图3 所示）；同时，将主固定面两侧拉杆安装点前移111mm，将辅助安装节位置前移5mm，径向尺寸缩小7.5 mm，以保证所有安装点与现役涡喷发动机位置完全相同，满足安装互换的要求。
（2）部分附件做适应性更改，采用了与现役涡喷发动机相同形式的燃滑油附件，取消了原型发动机的钢滑油箱、高压燃滑油散热器等6 型附件。
（3）因安装空间受限，压缩了限温/ 防喘控制器、主点火装置等附件的外廓尺寸。
（4）为提高可靠性与维修性，优化了发动机外部管路和电缆布局的设计，将外部导管数量减少1/5；
（5）为满足与不同长度的各型现役涡喷发动机安装互换的要求，将低压压气机进气处理机匣设计成长、短2 组，可按需选用。
（6）为避免发动机主点火器与飞机上的发动机安装滑轨干涉，将2 个主点火器的周向位置夹角由168°改为120°。
与此同时，还对涉及发动机可靠性的某些结构细节进行了完善设计，主要改进项目如下：
（1）针对某型现役发动机低压压气机第1 级盘与叶片多次出现的裂纹问题，对“昆仑”发动机相应部件采取了预防性改进措施:增大轮盘的前、后缘板与辐板转接圆弧半径（如图4 所示），改善了轮盘缘板的刚性，使叶片榫头受力均匀，减小了叶片根部叶背中央的应力水平；同时，完善了转子叶片/ 榫头转接处及轮盘榫槽底部的结构细节设计，减少了该处的应力集中，使轮盘槽底最大应力降低21％，轮盘低循环疲劳寿命提高1.5 倍。
（2）为解决主燃烧室火焰筒局部裂纹问题，在火焰筒肩部酌增冷却气量；改进燃油总管的制造和装配工艺，减少变形和残余应力；改进出口内定位环抗振设计，防止了高周疲劳裂纹。
（3）为解决第3 号轴承涨圈磨损，滑油含铁量超标问题，适当调小涨圈前、后的压差，并改善表面润滑质量。
（4）优化调整自动控制系统，解决了空中惯性降转起动热悬挂、高空M1.5 飞行超温、高空发动机加速停车等故障，使发动机稳态和瞬态工作可靠性得到全面改善。虽然“昆仑”原型发动机已完成了大量试验，但还是对“昆仑”A/B/H 系列发动机所有改动的部分重新进行了试验验证。其中，按“研制要求”和“型号规范”规定的改动件考核试验有27 项，例如桥式主安装节的强度、刚度及LCF（低循环疲劳）试验；低压压气机第1 级盘的超转、破裂及LCF 试验。其中LCF 试验是按设计总寿命的2 倍循环数进行的。各项试验结果符合型号规范要求。在部件试验的基础上，又进行了整机试车和试飞的严格考核。上述试验和试飞为衍生的“昆仑”A/B/H系列发动机的可靠性、耐久性、稳定性奠定了良好基础。改装和试飞的实践证明，“昆仑”A/B/H 系列发动机能满足各型歼X 和歼Y 系列飞机的作战使用要求，不但能明显改善其飞行性能，而且可与其各型现役涡喷系列发动机实现安装互换，大大减少了飞机换发改装工作量。
3 “昆仑Ⅱ”———推力增大型发动机研制
在“昆仑”系列发动机的基础上，发展了“昆仑Ⅱ”———低风险的推力增大型发动机。其指导思想是：尽量继承“昆仑”系列发动机的成熟设计；在不牺牲发动机工作适用性、可靠性和耐久性的前提下，通过采用先进技术，增大发动机空气流量，提高部件效率，减少气流损失，进而显著提高发动机推力，适当降低耗油率和减轻质量。
3.1 主要改进措施3.1.1 重新设计低压压气机“昆仑”发动机低压压气机的进口级转子叶尖切线速度较低（Ut≤398 m/s）；而第3～4 级的流道下压（如图5 所示），以便与高压压气机进口圆滑转接。在这样的约束条件下，既不许超转，也不增大外径，还要达到较大幅度的性能改善，确属1 项非常困难的设计挑战。为此，在重新设计中采用了下列先进技术和措施：（1）4 级低压压气机采用全三维有黏气动设计技术进行优化设计。
（2）第1、2 级转子叶片加宽弦长（弦长轴向投影分别加宽16mm 和9 mm），以维持较大的喘振裕度、增强抗畸变和抗外物损伤能力；相应地，压气机轴向尺寸向前加长16 mm, 第1 级静子叶片弦长轴向投影减少9 mm。
（3）第3、4 级静子采用先进的弓形静子叶片设计（如图6 所示）, 以消除常规静子叶片的根部气流分离,提高失速裕度。
（4）优化设计处理机匣，以改善抗畸变能力，增大中、低转速下的喘振裕度；与第1 级转子叶片的差频排列技术相结合，有效防止叶片颤振。
（5）对全部叶片，在典型飞行状态下，进行三维有限元强度计算、振动和颤振分析。
对修改后的低压压气机进行了全尺寸性能试验、级间气动参数测量、进口流场畸变性能试验，全尺寸、全转速叶片动应力测量，转子叶尖振幅光导纤维非接触监测、各级压力脉动测量。试验结果证明该部件在98.5％转速就全面达到了性能设计指标：与原压气机在100.5％转速的性能相比，空气流量增加了2.5 kg/s；效率提高了4～5 个百分点；喘振裕度相同；在同样稳态畸变流场下的喘振裕度损失改善了2～3 个百分点；在全转速范围，出口流场能更好地满足高压压气机的进气匹配要求；各排叶片均无大应力振动。
3.1.2 高压压气机出口采用刷式密封技术
刷式密封是1 种先进的密封结构（如图7 所示），与传统的篦齿封严结构相比，能显著减少漏气量（如图8 所示）。从1992 年开始，对刷式密封技术进行了大量预先研究工作，攻克了刷式密封结构设计、高性能刷丝和刷环制造、跑道涂层材料和喷涂、刷丝与背板焊接以及密封试验等关键技术。用10 套不同结构参数的刷式密封试验件，进行了40 余种试验状态的性能试验，优选出最佳设计方案。密封特性和耐久性试验证明其综合性能达到了与国外同类先进产品相当的水平。“昆仑”发动机高压压气机出口泵采用传统的篦齿封严结构，漏气量较大。据计算，经后卸荷腔直接漏到大气的空气流量约占高压压气机进口流量的0.8％。改用刷式封严后，漏气量至少能减少一半。整机试车证明，高压压气机出口篦齿封严改为刷式密封后，可获得如下收益：减少漏气量，能提高发动机推力大约0.8％；耗油率也有所改善；降低了后卸荷腔压力，可减少第3 号止推轴承的轴向力约5 kN, 有益于提高轴承寿命；使轴承腔的温度降低约20K,改善了轴承腔密封工作条件, 有益于提高密封件的寿命和可靠性。
3.1.3 低压涡轮导向叶片改进设计
将单片导向叶片改为3 联叶片（如图9 所示）后，由高压压气机出口引至低压涡轮导向叶片的冷却空气经相邻叶片缘板间隙往主流道的漏气量将减少60%左右。减小漏气损失，提高了低压涡轮效率。预计可增加发动机推力约0.5％，同时，耗油率有所降低，低压涡轮导向叶片的冷却也有所改善。
3.1.4 加力燃烧室改进设计
将原来3 圈环形裙边式V 形火焰稳定器改为3 圈沙丘驻涡式火焰稳定器（如图10 所示）；为适应沙丘驻涡稳定器组织燃烧的特点，重新调整了燃油浓度分布，修改了稳定器和燃油总管的固定系统。新稳定器的总堵塞比减小5.4个百分点，加之良好的流线形，可以降低流体阻力。理论计算表明：沙丘稳定器的总压恢复系数能提高1 个百分点以上。沙丘稳定器中间的拱形效应和尖角的抽吸作用，可以改善火焰稳定性。其复杂的火焰前锋如果组织得好，也能提高加力燃烧效率。预计可增大发动机推力约0.5%～0.7%，耗油率也能有所改善。
3.1.5 减轻发动机质量的措施
为减轻发动机质量，提高发动机推重比,将低压压气机第1 级转子叶片、盘以及高压压气机第6、7 级转子叶片、盘、鼓等零部件的结构材料，由原来的合金钢改为钛合金和高温钛合金。
3.2 验证机试车
为验证推力增大型的总体气动设计方案的综合效果，将已工作350 h 的“昆仑”发动机改装成推力增大型发动机的验证机，对该验证机采取了上述前4 项改进措施。于2003 年和2005 年进行了2 次验证机试车，主要试车内容为起动试验、稳态性能调试、加速性试验。试车取得圆满成功，各项性能指标达到或超过设计值，试车数据有良好的重复性。发动机主要性能的改善幅度见表1。
性能参数  最大推力 最大耗油率 中间推力 中间耗油率
改善幅度     +6.8％     - 9.1％         +6.5％     - 5.1％
从表1 可以看出：在推力大幅度提高的同时，耗油率显著降低，经济性得到明显改善。在相同载油量的情况下，可增大飞机航程和作战半径，缩短起飞滑跑距离和提高爬升率等。
值得指出的是，在发动机转速比原型机还低2%，且涡轮排气温度未超过设计值的情况下，发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明其可靠性和耐久性将可能优于原型机的。在1 台性能已衰减的旧发动机基础上改装的验证机，首次装配试车性能就超过设计值，表明“昆仑Ⅱ”发动机的性能还有一定裕度。
发动机外廓尺寸、安装节位置及形式均与“昆仑”系列发动机的相同，具有安装互换性。
“昆仑Ⅱ”发动机保留了维护性好的优点:脱后机身不必拆承力环和机尾罩；对于双发飞机，其左、右发动机主机能互换，可以减少备份发动机的数量。
4 QD128 燃气轮机研制
新资料很多，略
5 结论
（1）自“昆仑”发动机设计定型以来，产品系列化衍生发展工作取得了令人振奋的进展。解决了与现役涡喷系列发动机的安装互换难题，衍生发展出“昆仑”A/B/H 系列发动机，满足了多型飞机对动力的不同需求
（2）通过采用先进技术，增大发动机空气流量，提高效率，减少损失，发展了推力增大型“昆仑Ⅱ”发动机。验证机试车证明，各项性能指标达到或超过设计值。在不牺牲发动机工作适用性、可靠性和耐久性的提下，推力大幅度提高，同时耗油率显著降低。
（3）沿着“航机改燃机”的捷径改进燃气发生器，全新设计了高效、长寿双级动力涡轮，发展了QD- 128 工业燃气轮机，已用于油田发电。
（4）“昆仑”发动机自行研制和衍生发展的实践经验进一步说明，采取全新研制与衍生发展“2种途径交替并用”的方针是快速、高效发展航空发动机的成功之路。看帖发现网友奇怪昆仑还在生产，转一篇2008年的论文。

1 引言
航空发达国家在发动机的发展方面，普遍采取全新研制与衍生发展“2 种途径并用”的方针。全新研制能实现技术上的大跨度飞跃，但需要耗费巨额资金、大量的人力、物力和漫长的周期。为了最大限度回收其技术和经济效益，在原型发动机研制成功之后，紧跟着进行改进改型研制[1]，衍生发展出多型军、民用航空发动机，及工业与船用燃气轮机等系列化产品，尽可能多地占领市场，以追求最大利润。这种途径属于渐进式发展，风险小，周期短，投资少，见效快，效费比高。
“昆仑”发动机是中国第1 个贯彻国军标（GJB241- 1987《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》），具有自主知识产权的军用航空发动机。在设计中，采用了数十项先进的新技术、新材料和新工艺，贯彻了结构完整性要求；在研制中，进行了数万小时的部件试验和数千小时的整机试车及空中试飞，使其具有了优良性能和高可靠性。在经历了18 年曲折漫长的研制，通过了几百项严格、苛刻的地面考核试验和空中考核试飞后，成为中国第1 型走完从自行设计到设计定型全过程的航空发动机。这结束了中国长期以来只能仿制、改进改型，不能自行设计航空发动机的历史。
2 “昆仑”A/B/H 系列发动机研制
“昆仑”发动机（如图1 所示）在“三不变”（即保持与现役涡喷发动机的最大外廓尺寸、空气流量、安装形式不变）的约束下，大幅度地提高了中、低空飞行时的推力，降低了耗油率，同时改善了空中起动性能、发动机可靠性、耐久性和维修性。用“昆仑”发动机替换现役涡喷发动机，将明显改善现役歼X 和歼Y 系列飞机的作战使用性能。但是，由于“昆仑”发动机的压气机较长，主燃烧室较短，其位于高压压气机出口整流器承力机匣上的主安装节比现役涡喷发动机的后移128.5 mm，从而不能与现役涡喷发动机实现安装互换。“昆仑”原型发动机试飞时，在飞机上新增加1 个小承力框，将主推力销后移128.5 mm，解决了发动机安装问题。然而，与现役涡喷系列发动机“安装互换性问题”仍然存在，并成为“昆仑”发动机在其它型歼X 和歼Y 系列飞机上更广泛应用的最大障碍。为尽量减少飞机换发的改动量，从1999 年起，就开始组织有关”昆仑”发动机与现役涡喷系列发动机安装互换性的技术攻关[3]，并与飞机设计部门进行技术协调，力求通过修改发动机来适应歼X 和歼Y 系列多型飞机不同的安装使用要求，从而衍生发展了“昆仑”A/B/H 系列发动机。衍生发展工作是在保持发动机性能、基本结构均与原型发动机相同的前提下进行的，主要对发动机外部进行适应性改进，重点解决与现役涡喷系列发动机的安装互换。与原型发动机相比，其主要变动如下：
（1）新设计了桥式主安装节（如图2 所示），装于高压压气机前、后安装边之间，将主安装节位置前移128.5 mm（如图3 所示）；同时，将主固定面两侧拉杆安装点前移111mm，将辅助安装节位置前移5mm，径向尺寸缩小7.5 mm，以保证所有安装点与现役涡喷发动机位置完全相同，满足安装互换的要求。
（2）部分附件做适应性更改，采用了与现役涡喷发动机相同形式的燃滑油附件，取消了原型发动机的钢滑油箱、高压燃滑油散热器等6 型附件。
（3）因安装空间受限，压缩了限温/ 防喘控制器、主点火装置等附件的外廓尺寸。
（4）为提高可靠性与维修性，优化了发动机外部管路和电缆布局的设计，将外部导管数量减少1/5；
（5）为满足与不同长度的各型现役涡喷发动机安装互换的要求，将低压压气机进气处理机匣设计成长、短2 组，可按需选用。
（6）为避免发动机主点火器与飞机上的发动机安装滑轨干涉，将2 个主点火器的周向位置夹角由168°改为120°。
与此同时，还对涉及发动机可靠性的某些结构细节进行了完善设计，主要改进项目如下：
（1）针对某型现役发动机低压压气机第1 级盘与叶片多次出现的裂纹问题，对“昆仑”发动机相应部件采取了预防性改进措施:增大轮盘的前、后缘板与辐板转接圆弧半径（如图4 所示），改善了轮盘缘板的刚性，使叶片榫头受力均匀，减小了叶片根部叶背中央的应力水平；同时，完善了转子叶片/ 榫头转接处及轮盘榫槽底部的结构细节设计，减少了该处的应力集中，使轮盘槽底最大应力降低21％，轮盘低循环疲劳寿命提高1.5 倍。
（2）为解决主燃烧室火焰筒局部裂纹问题，在火焰筒肩部酌增冷却气量；改进燃油总管的制造和装配工艺，减少变形和残余应力；改进出口内定位环抗振设计，防止了高周疲劳裂纹。
（3）为解决第3 号轴承涨圈磨损，滑油含铁量超标问题，适当调小涨圈前、后的压差，并改善表面润滑质量。
（4）优化调整自动控制系统，解决了空中惯性降转起动热悬挂、高空M1.5 飞行超温、高空发动机加速停车等故障，使发动机稳态和瞬态工作可靠性得到全面改善。虽然“昆仑”原型发动机已完成了大量试验，但还是对“昆仑”A/B/H 系列发动机所有改动的部分重新进行了试验验证。其中，按“研制要求”和“型号规范”规定的改动件考核试验有27 项，例如桥式主安装节的强度、刚度及LCF（低循环疲劳）试验；低压压气机第1 级盘的超转、破裂及LCF 试验。其中LCF 试验是按设计总寿命的2 倍循环数进行的。各项试验结果符合型号规范要求。在部件试验的基础上，又进行了整机试车和试飞的严格考核。上述试验和试飞为衍生的“昆仑”A/B/H系列发动机的可靠性、耐久性、稳定性奠定了良好基础。改装和试飞的实践证明，“昆仑”A/B/H 系列发动机能满足各型歼X 和歼Y 系列飞机的作战使用要求，不但能明显改善其飞行性能，而且可与其各型现役涡喷系列发动机实现安装互换，大大减少了飞机换发改装工作量。
3 “昆仑Ⅱ”———推力增大型发动机研制
在“昆仑”系列发动机的基础上，发展了“昆仑Ⅱ”———低风险的推力增大型发动机。其指导思想是：尽量继承“昆仑”系列发动机的成熟设计；在不牺牲发动机工作适用性、可靠性和耐久性的前提下，通过采用先进技术，增大发动机空气流量，提高部件效率，减少气流损失，进而显著提高发动机推力，适当降低耗油率和减轻质量。
3.1 主要改进措施3.1.1 重新设计低压压气机“昆仑”发动机低压压气机的进口级转子叶尖切线速度较低（Ut≤398 m/s）；而第3～4 级的流道下压（如图5 所示），以便与高压压气机进口圆滑转接。在这样的约束条件下，既不许超转，也不增大外径，还要达到较大幅度的性能改善，确属1 项非常困难的设计挑战。为此，在重新设计中采用了下列先进技术和措施：（1）4 级低压压气机采用全三维有黏气动设计技术进行优化设计。
（2）第1、2 级转子叶片加宽弦长（弦长轴向投影分别加宽16mm 和9 mm），以维持较大的喘振裕度、增强抗畸变和抗外物损伤能力；相应地，压气机轴向尺寸向前加长16 mm, 第1 级静子叶片弦长轴向投影减少9 mm。
（3）第3、4 级静子采用先进的弓形静子叶片设计（如图6 所示）, 以消除常规静子叶片的根部气流分离,提高失速裕度。
（4）优化设计处理机匣，以改善抗畸变能力，增大中、低转速下的喘振裕度；与第1 级转子叶片的差频排列技术相结合，有效防止叶片颤振。
（5）对全部叶片，在典型飞行状态下，进行三维有限元强度计算、振动和颤振分析。
对修改后的低压压气机进行了全尺寸性能试验、级间气动参数测量、进口流场畸变性能试验，全尺寸、全转速叶片动应力测量，转子叶尖振幅光导纤维非接触监测、各级压力脉动测量。试验结果证明该部件在98.5％转速就全面达到了性能设计指标：与原压气机在100.5％转速的性能相比，空气流量增加了2.5 kg/s；效率提高了4～5 个百分点；喘振裕度相同；在同样稳态畸变流场下的喘振裕度损失改善了2～3 个百分点；在全转速范围，出口流场能更好地满足高压压气机的进气匹配要求；各排叶片均无大应力振动。
3.1.2 高压压气机出口采用刷式密封技术
刷式密封是1 种先进的密封结构（如图7 所示），与传统的篦齿封严结构相比，能显著减少漏气量（如图8 所示）。从1992 年开始，对刷式密封技术进行了大量预先研究工作，攻克了刷式密封结构设计、高性能刷丝和刷环制造、跑道涂层材料和喷涂、刷丝与背板焊接以及密封试验等关键技术。用10 套不同结构参数的刷式密封试验件，进行了40 余种试验状态的性能试验，优选出最佳设计方案。密封特性和耐久性试验证明其综合性能达到了与国外同类先进产品相当的水平。“昆仑”发动机高压压气机出口泵采用传统的篦齿封严结构，漏气量较大。据计算，经后卸荷腔直接漏到大气的空气流量约占高压压气机进口流量的0.8％。改用刷式封严后，漏气量至少能减少一半。整机试车证明，高压压气机出口篦齿封严改为刷式密封后，可获得如下收益：减少漏气量，能提高发动机推力大约0.8％；耗油率也有所改善；降低了后卸荷腔压力，可减少第3 号止推轴承的轴向力约5 kN, 有益于提高轴承寿命；使轴承腔的温度降低约20K,改善了轴承腔密封工作条件, 有益于提高密封件的寿命和可靠性。
3.1.3 低压涡轮导向叶片改进设计
将单片导向叶片改为3 联叶片（如图9 所示）后，由高压压气机出口引至低压涡轮导向叶片的冷却空气经相邻叶片缘板间隙往主流道的漏气量将减少60%左右。减小漏气损失，提高了低压涡轮效率。预计可增加发动机推力约0.5％，同时，耗油率有所降低，低压涡轮导向叶片的冷却也有所改善。
3.1.4 加力燃烧室改进设计
将原来3 圈环形裙边式V 形火焰稳定器改为3 圈沙丘驻涡式火焰稳定器（如图10 所示）；为适应沙丘驻涡稳定器组织燃烧的特点，重新调整了燃油浓度分布，修改了稳定器和燃油总管的固定系统。新稳定器的总堵塞比减小5.4个百分点，加之良好的流线形，可以降低流体阻力。理论计算表明：沙丘稳定器的总压恢复系数能提高1 个百分点以上。沙丘稳定器中间的拱形效应和尖角的抽吸作用，可以改善火焰稳定性。其复杂的火焰前锋如果组织得好，也能提高加力燃烧效率。预计可增大发动机推力约0.5%～0.7%，耗油率也能有所改善。
3.1.5 减轻发动机质量的措施
为减轻发动机质量，提高发动机推重比,将低压压气机第1 级转子叶片、盘以及高压压气机第6、7 级转子叶片、盘、鼓等零部件的结构材料，由原来的合金钢改为钛合金和高温钛合金。
3.2 验证机试车
为验证推力增大型的总体气动设计方案的综合效果，将已工作350 h 的“昆仑”发动机改装成推力增大型发动机的验证机，对该验证机采取了上述前4 项改进措施。于2003 年和2005 年进行了2 次验证机试车，主要试车内容为起动试验、稳态性能调试、加速性试验。试车取得圆满成功，各项性能指标达到或超过设计值，试车数据有良好的重复性。发动机主要性能的改善幅度见表1。
性能参数  最大推力 最大耗油率 中间推力 中间耗油率
改善幅度     +6.8％     - 9.1％         +6.5％     - 5.1％
从表1 可以看出：在推力大幅度提高的同时，耗油率显著降低，经济性得到明显改善。在相同载油量的情况下，可增大飞机航程和作战半径，缩短起飞滑跑距离和提高爬升率等。
值得指出的是，在发动机转速比原型机还低2%，且涡轮排气温度未超过设计值的情况下，发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明其可靠性和耐久性将可能优于原型机的。在1 台性能已衰减的旧发动机基础上改装的验证机，首次装配试车性能就超过设计值，表明“昆仑Ⅱ”发动机的性能还有一定裕度。
发动机外廓尺寸、安装节位置及形式均与“昆仑”系列发动机的相同，具有安装互换性。
“昆仑Ⅱ”发动机保留了维护性好的优点:脱后机身不必拆承力环和机尾罩；对于双发飞机，其左、右发动机主机能互换，可以减少备份发动机的数量。
4 QD128 燃气轮机研制
新资料很多，略
5 结论
（1）自“昆仑”发动机设计定型以来，产品系列化衍生发展工作取得了令人振奋的进展。解决了与现役涡喷系列发动机的安装互换难题，衍生发展出“昆仑”A/B/H 系列发动机，满足了多型飞机对动力的不同需求
（2）通过采用先进技术，增大发动机空气流量，提高效率，减少损失，发展了推力增大型“昆仑Ⅱ”发动机。验证机试车证明，各项性能指标达到或超过设计值。在不牺牲发动机工作适用性、可靠性和耐久性的提下，推力大幅度提高，同时耗油率显著降低。
（3）沿着“航机改燃机”的捷径改进燃气发生器，全新设计了高效、长寿双级动力涡轮，发展了QD- 128 工业燃气轮机，已用于油田发电。
（4）“昆仑”发动机自行研制和衍生发展的实践经验进一步说明，采取全新研制与衍生发展“2种途径交替并用”的方针是快速、高效发展航空发动机的成功之路。