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来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 12:58:00
WS-10军用发动机
WS-10军用发动机性能估计
2001-09-07 15:15:20
先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：
目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。
设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：
1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。因此西航党委书记马福安在老江面前吹嘘的那句话是有重要意义的，各位不妨再去看那一篇严重泄密的贴子。
先谈一些技术指标的意义
1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。
2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。
3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。
由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：
推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。
第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。
第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。至于寿命短的问题可逐步改进，只要上层愿意放弃我的官最大，我拿的钱就越多的想法，下令谁把大修时间每增加10小时，发10万奖金，这问题不难解决。想一想为引进WS-9，拿了多少亿美金给英国人，有多少亿人民币花在国产化上？
发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
WS-10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是WS-10的TPR约为在25。至于级数。
WS-10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。
燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。
WS-10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。
WS-10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之WS-10的高空高速性能比AL-31F有提高。
WS-10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为WS-10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，WS-10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。
提交：汪汪汪 日期：09-07 08:13
624所研究推重比10一级发动机
东风2758号 8月12日 19:44:08
节选自《新军事》网站，有改动。
624研究了下一代战斗机的性能特点、相匹配发动机的技术要求、推重比10一级发动机总体性能设计方法和设计程序、飞机/发动机一体化设计和发动机循环参数优化选择、主要总体性能参数和先进发动机对可靠性及维修性和耐久性的设计要求。分析了下一代战斗机用发动机调节规律的选取和主要部件效率对发动机性能的影响。624先进航空核心机高性能7级压气机：攻关89A和89B二个方案的气动设计、总性能试验和最佳性能调试。试验结果表明89A方案与NASA TP2597试验结果一致，89B方案在设计状态效率比NASA TP-2597高6%，设计成功，最佳性能试验对静叶安装角作了调整，试验结果略低于NASA TP-2597公布的值，但已达到合同要求，说明624已掌握高性能压气机最佳性能调试技术。设计了1套可控扩散叶型叶栅；在超、跨音速平面叶栅风洞上进行了详细的吹风试验并与常规叶型叶栅吹风试验结果进行比较。表明CDA叶型比常规叶型在总压损失系数和出口气流落后角等方面有明显优势。某些试验结果已经达到国外资料报道的叶栅性能水平。涡轮结构工作叶片为保证工作叶片在高温高转速下安全工作和涡轮气动性能所采用的高效复合冷却、减振、封严和变厚度、大刚度及变形协调等一系列结构措施，设计、加工了4套大载荷跨音速涡轮复合式气冷叶片（多种气膜孔方案），成功进行了290h试验。结果表明导叶在2%～8%，动叶在1%～6%宽的冷气流量比范围内具有良好的冷却特性。试验中测取了系统热损失并对叶片壁温实测值进行了修正。用模化分析方法将试验值换算到发动机设计状态，导叶绝对冷却效果为335～422C；动叶为256～319C且壁温分布均匀。与美节能发动机（E3）气冷叶片冷却性能相当，624还研究了气冷叶片参数对冷却值效果的影响，为设计气冷叶片选择参数积累了经验，提供了试验依据。高温涡轮气冷叶片试验研究对核心机涡轮气冷叶片的热环境进行了分析，确定了叶片冷却效果技术指标，这种跨音速高压涡轮气冷工作叶片的结构设计选用了定向凝固镍基高温合金材料，无余量定向精密铸造成型。叶片核心机顺利通过了地面台、高空台试车验证，盘和叶片还在超转试验器上通过了超温、超转试验验证，结果表明设计成功。雾化喷嘴的短环燃烧室经综合性能试验和高空点火性能试验基本全面达到了总体要求的性能。经长时间试验和试车后燃烧室未发现任何积炭、变形和烧蚀等问题和故障，可认为该短环燃烧室经受了高温高压考验，从性能和结构等多方面衡量，设计基本成功。预燃室性能、预燃区供油量、旋流燃烧室速度场尤其是燃油浓度沿径向的配置是旋流燃烧室的技术关键。在高推预研成果基础上带气动雾化喷嘴的短环燃烧室经方案论证、方案设计、组件筛选和全环燃烧室综合性能试验、技术设计、部件结构设计和加工直到在核心机上试车，大体上走完了一个全过程。试验采用降压模拟的方法测得了该燃烧室的流体损失、燃烧性能及火焰稳定性、冷天地面起动点火和高空再点火等性能。结果表明燃烧室性能基本达到设计指标，与国外同类发动机燃烧室性能接近，为设计先进的航空发动机打下了良好基础。高空台试验结果表明核心机系统设计思想正确，部件结构安排合理，试验成功证明核心机系统设计是可行的。中共中央总书记、国家主席、中央军委主席江泽民曾到现场视察WS-10军用发动机
WS-10军用发动机性能估计
2001-09-07 15:15:20
先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：
目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。
设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：
1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。因此西航党委书记马福安在老江面前吹嘘的那句话是有重要意义的，各位不妨再去看那一篇严重泄密的贴子。
先谈一些技术指标的意义
1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。
2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。
3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。
由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：
推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。
第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。
第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。至于寿命短的问题可逐步改进，只要上层愿意放弃我的官最大，我拿的钱就越多的想法，下令谁把大修时间每增加10小时，发10万奖金，这问题不难解决。想一想为引进WS-9，拿了多少亿美金给英国人，有多少亿人民币花在国产化上？
发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
WS-10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是WS-10的TPR约为在25。至于级数。
WS-10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。
燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。
WS-10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。
WS-10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之WS-10的高空高速性能比AL-31F有提高。
WS-10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为WS-10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，WS-10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。
提交：汪汪汪 日期：09-07 08:13
624所研究推重比10一级发动机
东风2758号 8月12日 19:44:08
节选自《新军事》网站，有改动。
624研究了下一代战斗机的性能特点、相匹配发动机的技术要求、推重比10一级发动机总体性能设计方法和设计程序、飞机/发动机一体化设计和发动机循环参数优化选择、主要总体性能参数和先进发动机对可靠性及维修性和耐久性的设计要求。分析了下一代战斗机用发动机调节规律的选取和主要部件效率对发动机性能的影响。624先进航空核心机高性能7级压气机：攻关89A和89B二个方案的气动设计、总性能试验和最佳性能调试。试验结果表明89A方案与NASA TP2597试验结果一致，89B方案在设计状态效率比NASA TP-2597高6%，设计成功，最佳性能试验对静叶安装角作了调整，试验结果略低于NASA TP-2597公布的值，但已达到合同要求，说明624已掌握高性能压气机最佳性能调试技术。设计了1套可控扩散叶型叶栅；在超、跨音速平面叶栅风洞上进行了详细的吹风试验并与常规叶型叶栅吹风试验结果进行比较。表明CDA叶型比常规叶型在总压损失系数和出口气流落后角等方面有明显优势。某些试验结果已经达到国外资料报道的叶栅性能水平。涡轮结构工作叶片为保证工作叶片在高温高转速下安全工作和涡轮气动性能所采用的高效复合冷却、减振、封严和变厚度、大刚度及变形协调等一系列结构措施，设计、加工了4套大载荷跨音速涡轮复合式气冷叶片（多种气膜孔方案），成功进行了290h试验。结果表明导叶在2%～8%，动叶在1%～6%宽的冷气流量比范围内具有良好的冷却特性。试验中测取了系统热损失并对叶片壁温实测值进行了修正。用模化分析方法将试验值换算到发动机设计状态，导叶绝对冷却效果为335～422C；动叶为256～319C且壁温分布均匀。与美节能发动机（E3）气冷叶片冷却性能相当，624还研究了气冷叶片参数对冷却值效果的影响，为设计气冷叶片选择参数积累了经验，提供了试验依据。高温涡轮气冷叶片试验研究对核心机涡轮气冷叶片的热环境进行了分析，确定了叶片冷却效果技术指标，这种跨音速高压涡轮气冷工作叶片的结构设计选用了定向凝固镍基高温合金材料，无余量定向精密铸造成型。叶片核心机顺利通过了地面台、高空台试车验证，盘和叶片还在超转试验器上通过了超温、超转试验验证，结果表明设计成功。雾化喷嘴的短环燃烧室经综合性能试验和高空点火性能试验基本全面达到了总体要求的性能。经长时间试验和试车后燃烧室未发现任何积炭、变形和烧蚀等问题和故障，可认为该短环燃烧室经受了高温高压考验，从性能和结构等多方面衡量，设计基本成功。预燃室性能、预燃区供油量、旋流燃烧室速度场尤其是燃油浓度沿径向的配置是旋流燃烧室的技术关键。在高推预研成果基础上带气动雾化喷嘴的短环燃烧室经方案论证、方案设计、组件筛选和全环燃烧室综合性能试验、技术设计、部件结构设计和加工直到在核心机上试车，大体上走完了一个全过程。试验采用降压模拟的方法测得了该燃烧室的流体损失、燃烧性能及火焰稳定性、冷天地面起动点火和高空再点火等性能。结果表明燃烧室性能基本达到设计指标，与国外同类发动机燃烧室性能接近，为设计先进的航空发动机打下了良好基础。高空台试验结果表明核心机系统设计思想正确，部件结构安排合理，试验成功证明核心机系统设计是可行的。中共中央总书记、国家主席、中央军委主席江泽民曾到现场视察
WS-10军用发动机性能估计
2001-09-07 15:15:20
先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：
目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。
设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：
1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。因此西航党委书记马福安在老江面前吹嘘的那句话是有重要意义的，各位不妨再去看那一篇严重泄密的贴子。
先谈一些技术指标的意义
1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。
2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。
3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。
由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：
推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。
第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。
第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。至于寿命短的问题可逐步改进，只要上层愿意放弃我的官最大，我拿的钱就越多的想法，下令谁把大修时间每增加10小时，发10万奖金，这问题不难解决。想一想为引进WS-9，拿了多少亿美金给英国人，有多少亿人民币花在国产化上？
发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
WS-10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是WS-10的TPR约为在25。至于级数。
WS-10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。
燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。
WS-10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。
WS-10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之WS-10的高空高速性能比AL-31F有提高。
WS-10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为WS-10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，WS-10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。
提交：汪汪汪 日期：09-07 08:13
624所研究推重比10一级发动机
东风2758号 8月12日 19:44:08
节选自《新军事》网站，有改动。
624研究了下一代战斗机的性能特点、相匹配发动机的技术要求、推重比10一级发动机总体性能设计方法和设计程序、飞机/发动机一体化设计和发动机循环参数优化选择、主要总体性能参数和先进发动机对可靠性及维修性和耐久性的设计要求。分析了下一代战斗机用发动机调节规律的选取和主要部件效率对发动机性能的影响。624先进航空核心机高性能7级压气机：攻关89A和89B二个方案的气动设计、总性能试验和最佳性能调试。试验结果表明89A方案与NASA TP2597试验结果一致，89B方案在设计状态效率比NASA TP-2597高6%，设计成功，最佳性能试验对静叶安装角作了调整，试验结果略低于NASA TP-2597公布的值，但已达到合同要求，说明624已掌握高性能压气机最佳性能调试技术。设计了1套可控扩散叶型叶栅；在超、跨音速平面叶栅风洞上进行了详细的吹风试验并与常规叶型叶栅吹风试验结果进行比较。表明CDA叶型比常规叶型在总压损失系数和出口气流落后角等方面有明显优势。某些试验结果已经达到国外资料报道的叶栅性能水平。涡轮结构工作叶片为保证工作叶片在高温高转速下安全工作和涡轮气动性能所采用的高效复合冷却、减振、封严和变厚度、大刚度及变形协调等一系列结构措施，设计、加工了4套大载荷跨音速涡轮复合式气冷叶片（多种气膜孔方案），成功进行了290h试验。结果表明导叶在2%～8%，动叶在1%～6%宽的冷气流量比范围内具有良好的冷却特性。试验中测取了系统热损失并对叶片壁温实测值进行了修正。用模化分析方法将试验值换算到发动机设计状态，导叶绝对冷却效果为335～422C；动叶为256～319C且壁温分布均匀。与美节能发动机（E3）气冷叶片冷却性能相当，624还研究了气冷叶片参数对冷却值效果的影响，为设计气冷叶片选择参数积累了经验，提供了试验依据。高温涡轮气冷叶片试验研究对核心机涡轮气冷叶片的热环境进行了分析，确定了叶片冷却效果技术指标，这种跨音速高压涡轮气冷工作叶片的结构设计选用了定向凝固镍基高温合金材料，无余量定向精密铸造成型。叶片核心机顺利通过了地面台、高空台试车验证，盘和叶片还在超转试验器上通过了超温、超转试验验证，结果表明设计成功。雾化喷嘴的短环燃烧室经综合性能试验和高空点火性能试验基本全面达到了总体要求的性能。经长时间试验和试车后燃烧室未发现任何积炭、变形和烧蚀等问题和故障，可认为该短环燃烧室经受了高温高压考验，从性能和结构等多方面衡量，设计基本成功。预燃室性能、预燃区供油量、旋流燃烧室速度场尤其是燃油浓度沿径向的配置是旋流燃烧室的技术关键。在高推预研成果基础上带气动雾化喷嘴的短环燃烧室经方案论证、方案设计、组件筛选和全环燃烧室综合性能试验、技术设计、部件结构设计和加工直到在核心机上试车，大体上走完了一个全过程。试验采用降压模拟的方法测得了该燃烧室的流体损失、燃烧性能及火焰稳定性、冷天地面起动点火和高空再点火等性能。结果表明燃烧室性能基本达到设计指标，与国外同类发动机燃烧室性能接近，为设计先进的航空发动机打下了良好基础。高空台试验结果表明核心机系统设计思想正确，部件结构安排合理，试验成功证明核心机系统设计是可行的。中共中央总书记、国家主席、中央军委主席江泽民曾到现场视察WS-10军用发动机
WS-10军用发动机性能估计
2001-09-07 15:15:20
先说明一部高性能涡轮扇喷射引擎应俱备的条件：
目前军用涡轮扇喷射引擎几乎都是双轴（dual-pool stage），有四大部分：（1）双轴系压缩机（dual-axial compressor）由低压压缩机（LPC）及高压压缩机（HPC）组成、（2）燃烧机、（3）双轴系涡轮，即高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT），（4）后燃器。
设计高性能涡轮扇喷射引擎必须要注重以下三大问题：
1、避免压缩机叶片因转速过，快造成压缩机后部各级堆积空气，或进气道气流畸变而导致的失速（compressor surge），故须有各种纠正措施。举例说明，J79-GE-15涡喷发动机依赖调整高低二级压缩机转速比，让压缩机在任何情况下能够匹配。当后部阻塞时，应用前6级可变倾角静子叶片，调整角度以疏导气流。气流依序通过2级风扇、6级低压压缩机及7级高压压缩机，获得总压比17。千万记住，如何以最少的级数获得高压缩比，才是判断喷射发动机设计技术的重要指标。
2、减轻压缩机重量，以使离心力及大量施功于空气所生的机械负荷，不超过制造压缩机叶片所用合金所能承受的最大的机械强度。故前部压缩机叶片可用钛合金，后部压缩机叶片因温度升高必须用其他耐高温合金。
3、使涡轮工作更有效，以带动压缩机更快旋转。所以必须要产生让涡轮运转更快的高温气体，同时减轻涡轮自身重量。于是就须要提高涡轮进气温度，及应用高强度及更耐来制造叶片。对涡轮叶片性能影响最大的是高温合金的铸造技术。当然那根涡轮轴的加工精度也很重要，否则摩擦热会烧毁引擎。因此西航党委书记马福安在老江面前吹嘘的那句话是有重要意义的，各位不妨再去看那一篇严重泄密的贴子。
先谈一些技术指标的意义
1、旁通比（BPR）= 旁通的气体质量 / 流进核心机的气体质量。高BPR意味著更少的空气流过核心机，所以提高总压缩比就越容易，这是涡扇喷射引擎的基本想法。根据推进效率，涡轮扇引擎在亚音速飞行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR说明更多的空气流过核心机，在超音速飞行中，在加力状态下，低BPR能使单位流量推力增加，燃油耗油率降低。
2、总压缩比（TPR） = 压气机后出口压力 / 压气机前进口压力。高总压缩比使压气机和进气装置的调节成为必要，且越来越复杂。高总压缩比也使涡扇引擎的压气机稳定性裕度面临极大考验，压力越大越容易造成失速。所以远程轰炸机或民航机因为不须作激烈的机动，不需极复杂的调节装置，可由提高TPR，来降低燃油耗油率，增加航程。但对于战斗机，提高TPR必须有节制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR > 30。F100-PW-229受限于基本设计，将TPR从原来的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不变。与其一味提高TPR，不如以最少的压缩级数来达到所需的压缩比。
3、前涡轮进气温度（TIT），战机引擎的发展是通过提高TPR与TIT，来增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好涡轮效率，高温气体足够有效带动涡轮的运动，所以涡轮级数可降低。在研制时，AL-31F超重，将均为二级的高低涡轮，各改为单级，导致涡轮效率比设计值低4%，通过提高TIT从1350C到1392C来补偿。BPR的选择与TIT的极限有密切关系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的极限下，战斗机的BPR应选择0.15~0.5之间，TPR = 20~30。
由于军用引擎设计参数不容易取得，但通过几个特徵约可一窥全貌：
推重比（T/W），TIT，TPR，BPR
第一代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。
第二代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。
第三代涡轮喷射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。
第四代涡扇喷射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。
WS-6G（在1982年试验达设计指标）的参数：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7。可见WS-6G的性能劣于第四代涡扇喷射引擎，但比第三代涡轮喷射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8（compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。从设计指标看来，WS-6G比WS-9先进。与西方第四代涡扇喷射引擎相比，WS-6G设计之主要差距，表现在压缩机效率与涡轮叶片合金的性能。
WS-6G是典型缺乏市场观念，中央计划经济的产物。上面一声令下，科研人员只负责把东西研制出来。首先最大138kn推力量级本就与现实不符合，WS-6G 的最大推力应该是90~110kn量级才是，无论是单发或双发都适合。至于寿命短的问题可逐步改进，只要上层愿意放弃我的官最大，我拿的钱就越多的想法，下令谁把大修时间每增加10小时，发10万奖金，这问题不难解决。想一想为引进WS-9，拿了多少亿美金给英国人，有多少亿人民币花在国产化上？
发动机的好坏对飞行性能有极大影响。高BPR发动机高空高速性能不好，F100-PW-100的BPR为0.71，到了F100-PW-129的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到强化，BPR变成0.33，总压比达到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飞机持续转弯率来说，与速度成反比，与(n**2-1)**0.5成正比，n为过载因子。提高过载必须(1)低翼载，(2)高推力，(3)低零升阻力（简言之，非升力产生的阻力）与低诱导组力（因升力产生的阻力）。因为发动机推力与高度、速度有关，飞机能否飞出大过载，实际上受限于发动机的高空高速性能，这在超音速机动中尤其重要。
WS-10性能如何？对其设计可说一无所知。但燃气涡轮研究院有几篇研究报告，提到三级压气机，应指LPC。至于级压缩比未知，608所研制的WJ9用来取代Y-12上P&W的PT-6A-27涡桨发动机，其单级轴流压缩比是1.51。以此水准计算，三级LPC可获得3.44的压缩比，AL-31F四级LPC获得3.6（级压缩比1.377），印度GTX-35VS三级LPC为3.2（级压缩比1.474）。各位认为合理吗？叶片的三维黏流体设计，631所与西北工业大学研究水准不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推论是WS-10的TPR约为在25。至于级数。
WS-10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC，AL-31F为机械液压系统，F100-PW-129装有FADEC。
燃烧器确定是短环喷雾式，与WP-13比，其长度可减少1/2。
WS-10涡轮装置DD3镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的Gamma固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的Gamma基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加Gamma基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3可能是第一代。
单晶涡轮叶片的意义是能忍受更高的前涡轮进气温度。也就是说，单级高压涡轮与单级低压涡轮就足以产生足够的效率，推动压气机的运转。而不需要像F100-PW-100一般，用二级高低涡轮。F100的后续系列因受限于基本设计，无法更动，只能不断完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采单级高低涡轮，其叶片是用定向凝固高温合金，后续发展型才用单晶涡轮叶片。
WS-10的旁通比，如果TPR为25，那么旁通比约在0.5与0.6之间。更低的旁通比，表示要压缩更多的空气，难度越大，除非增加级数。换言之WS-10的高空高速性能比AL-31F有提高。
WS-10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为WS-10有比AL-31F更有效的压缩机，单晶涡轮叶片比AL-31F的涡轮叶片更能忍受高温，引擎控制系统也比较先进。总之，WS-10的压缩机用多少级来产生多少的总压比是判断性能的关键。
提交：汪汪汪 日期：09-07 08:13
624所研究推重比10一级发动机
东风2758号 8月12日 19:44:08
节选自《新军事》网站，有改动。
624研究了下一代战斗机的性能特点、相匹配发动机的技术要求、推重比10一级发动机总体性能设计方法和设计程序、飞机/发动机一体化设计和发动机循环参数优化选择、主要总体性能参数和先进发动机对可靠性及维修性和耐久性的设计要求。分析了下一代战斗机用发动机调节规律的选取和主要部件效率对发动机性能的影响。624先进航空核心机高性能7级压气机：攻关89A和89B二个方案的气动设计、总性能试验和最佳性能调试。试验结果表明89A方案与NASA TP2597试验结果一致，89B方案在设计状态效率比NASA TP-2597高6%，设计成功，最佳性能试验对静叶安装角作了调整，试验结果略低于NASA TP-2597公布的值，但已达到合同要求，说明624已掌握高性能压气机最佳性能调试技术。设计了1套可控扩散叶型叶栅；在超、跨音速平面叶栅风洞上进行了详细的吹风试验并与常规叶型叶栅吹风试验结果进行比较。表明CDA叶型比常规叶型在总压损失系数和出口气流落后角等方面有明显优势。某些试验结果已经达到国外资料报道的叶栅性能水平。涡轮结构工作叶片为保证工作叶片在高温高转速下安全工作和涡轮气动性能所采用的高效复合冷却、减振、封严和变厚度、大刚度及变形协调等一系列结构措施，设计、加工了4套大载荷跨音速涡轮复合式气冷叶片（多种气膜孔方案），成功进行了290h试验。结果表明导叶在2%～8%，动叶在1%～6%宽的冷气流量比范围内具有良好的冷却特性。试验中测取了系统热损失并对叶片壁温实测值进行了修正。用模化分析方法将试验值换算到发动机设计状态，导叶绝对冷却效果为335～422C；动叶为256～319C且壁温分布均匀。与美节能发动机（E3）气冷叶片冷却性能相当，624还研究了气冷叶片参数对冷却值效果的影响，为设计气冷叶片选择参数积累了经验，提供了试验依据。高温涡轮气冷叶片试验研究对核心机涡轮气冷叶片的热环境进行了分析，确定了叶片冷却效果技术指标，这种跨音速高压涡轮气冷工作叶片的结构设计选用了定向凝固镍基高温合金材料，无余量定向精密铸造成型。叶片核心机顺利通过了地面台、高空台试车验证，盘和叶片还在超转试验器上通过了超温、超转试验验证，结果表明设计成功。雾化喷嘴的短环燃烧室经综合性能试验和高空点火性能试验基本全面达到了总体要求的性能。经长时间试验和试车后燃烧室未发现任何积炭、变形和烧蚀等问题和故障，可认为该短环燃烧室经受了高温高压考验，从性能和结构等多方面衡量，设计基本成功。预燃室性能、预燃区供油量、旋流燃烧室速度场尤其是燃油浓度沿径向的配置是旋流燃烧室的技术关键。在高推预研成果基础上带气动雾化喷嘴的短环燃烧室经方案论证、方案设计、组件筛选和全环燃烧室综合性能试验、技术设计、部件结构设计和加工直到在核心机上试车，大体上走完了一个全过程。试验采用降压模拟的方法测得了该燃烧室的流体损失、燃烧性能及火焰稳定性、冷天地面起动点火和高空再点火等性能。结果表明燃烧室性能基本达到设计指标，与国外同类发动机燃烧室性能接近，为设计先进的航空发动机打下了良好基础。高空台试验结果表明核心机系统设计思想正确，部件结构安排合理，试验成功证明核心机系统设计是可行的。中共中央总书记、国家主席、中央军委主席江泽民曾到现场视察
太专业了吧
很好的文章！希望WS10能有这样的表现啊。