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<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">数据并不一定准确，官方数据，请各位多多提意见AЛ-31Ф (AL-31F) </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif"><center><img src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=1&id=86" alt=""/> </center><table cellspacing="0" cellpadding="0" width="360" align="center" border="0"><tbody><tr><td align="center" height="30">AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机</td></tr></tbody></table>牌　　号　AЛ-31Ф 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　留里卡“土星”科研生产联合体 生产现状　生产 装机对象　用于苏-27歼击机。不带加力的AЛ-31Ф曾用于“暴风雪”(БУРАН)航天飞机在大气层中试飞时的动力装置(机上装6台)。改进型还用于苏-35等飞机上。 研制情况　　AЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。 　　AЛ-31Ф还有改进型，其中包括带有矢量喷管的改进型，但未见详细报道。 </td></tr></tbody></table><table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">AЛ-31Ф (AL-31F) </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif"><center><img src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=2&id=86" alt=""/> AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机结构</center><center>结构和系统 </center>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。<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">AЛ-31Ф (AL-31F) </td></tr><tr><td valign="top" background="images/bgEngine.gif"><center>技术数据 </center>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) </td></tr></tbody></table> </td></tr></tbody></table><table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">数据并不一定准确，官方数据，请各位多多提意见AЛ-31Ф (AL-31F) </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif"><center><img src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=1&id=86" alt=""/> </center><table cellspacing="0" cellpadding="0" width="360" align="center" border="0"><tbody><tr><td align="center" height="30">AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机</td></tr></tbody></table>牌　　号　AЛ-31Ф 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　留里卡“土星”科研生产联合体 生产现状　生产 装机对象　用于苏-27歼击机。不带加力的AЛ-31Ф曾用于“暴风雪”(БУРАН)航天飞机在大气层中试飞时的动力装置(机上装6台)。改进型还用于苏-35等飞机上。 研制情况　　AЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大的困难。一是超重。起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导。在1976～1985年期间，共解决了685个难题。AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。 　　AЛ-31Ф还有改进型，其中包括带有矢量喷管的改进型，但未见详细报道。 </td></tr></tbody></table><table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">AЛ-31Ф (AL-31F) </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif"><center><img src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=2&id=86" alt=""/> AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机结构</center><center>结构和系统 </center>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。<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">AЛ-31Ф (AL-31F) </td></tr><tr><td valign="top" background="images/bgEngine.gif"><center>技术数据 </center>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) </td></tr></tbody></table> </td></tr></tbody></table>

先是涡扇系列P-79 (R-79) 牌　　号　P-79 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　莫斯科“联盟”航空发动机科研生产联合体 生产现状　研制中 装机对象　P-79B-300　雅克-141。　　　　　P-70M　　　苏-37。 研制情况　　P-79发动机是“联盟”(COЮЗ)航空发动机科学技术联合体为雅克-141飞机研制的。雅克-141是一架超音速舰载垂直起落战斗机，1991年因故暂停。COЮЗ利用政府引进的外资得以继续研制P-79发动机。到1992年春为止，P-79发动机累计制造了26台，后12台作了修改。发动机大约运行了3500h，包括大约500h的飞行试验。用于雅克-141的发动机是P-79B-300型。 　　该发动机特点是：带矢量喷管的双转子加力涡轮风扇发动机，由6个单元体组成，采用三通道电子控制系统。飞机平飞时喷管矢量角为0°，短距起落时矢量角为63°，垂直起落时矢量角为95°。横滚和俯仰飞行，要从高压压气机第2级引气去控制。具有低污染燃气排放。 　　P-79M　改进型，推力增大到17266daN，采用全权数字式电子控制，换用新的燃烧室，轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。它将成为苏-37飞机的动力。 (P-79B-300) 风　　扇　5级轴流式。 高　　压 压气机　6级轴流式。从第2级引气供飞机姿态控制用。 燃烧室　环形。非常规双油路蒸发式喷嘴，低污染燃气排放。 高压涡轮　单级轴流式。气冷单晶叶片。 低压涡轮　单级轴流式。与高压涡轮转向相反。 加　　力 燃烧室　燃油喷嘴环安排在低压涡轮后，加力筒体结构适应喷管转角要求。 尾喷管　收敛－扩张型。喷口的型面和面积均可调节，矢量喷管能在0～95°范围内调整喷气流方向。 控制系统　三通道电子控制系统，并带有机械液压备份系统。 <center>技术数据 </center>最大加力推力(daN)　　　　　　　15205 加力推力(引气时，daN)　　　　　13734 中间推力(daN)　　　　　　　　　10769 中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　0.673 推重比　　　　　　　　　　　　 5.64 空气流量(kg/s)　　　　　　　　 120.0 涵道比　　　　　　　　　　　　 1.00 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　 1327 风扇直径(mm)　　　　　　　　　 1100 最大直径(mm)　　　　　　　　　 1716 长度(mm)　　　　　　　　　　　 5229 质量(kg)　　　　　　　　　　　 2750 <a href="http://www.aeroinfo.com.cn/index.asp"></a>

PД-33 牌　　号　PД-33 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　克里莫夫公司 生产现状　生产 装机对象　米格-29前线歼击机。 研制情况　　PД-33发动机由克里莫夫设计局研制，由位于莫斯科的契尔尼舍夫工厂(又称红十月工厂)生产。 　　此发动机已随米格-29飞机出口到20余个国家。虽然该发动机在印度的使用情况欠佳，但据俄方的介绍，该机的稳定性优良，可在飞行包线内的任一点空中再起动和接通加力，并且设有俄国多数发动机都有的补氧系统。 　　该机的一个突出特点是，根据前苏联歼击机比较强调高空、高速性能的需求，高度、速度特性突出。主要措施是，高M数飞行时，允许其涡轮温度比地面增高150℃。 　　该机采用单元体结构，共11个单元体。 <table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">PД-33 </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif"><center><img src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=2&id=64" alt=""/> PД-33涡轮风扇发动机结构</center><center>结构和系统 </center>进气口　无进口导流叶片，但有4个前掠式支板，用以支持前轴承座。支板内腔用以进、回滑油并通风，前缘则以来自高压压气机的空气防冰。 风　　扇　4级轴流式。压比为3.2。各级转子叶片展弦比较大，但均无中间凸台。鼓盘为传统的径向销钉连接式结构。机匣为水平对开式，静子叶片外端用T型安装板装在机匣的T型槽内，内端设有内环。在第1级转子叶片顶部处的机匣上，设有斜槽式机匣处理装置。第4级的静子叶片为双排串列式叶栅。风扇为全钛合金结构。 中介机匣　钛合金焊接结构，有10个铸钛支板。除支板和安装边外，其余均为板金件。机匣有上下两个传动杆，上部为主传动杆，下部为滑油附件传动轴。 高　　压压 气机　9级轴流式。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构。前3级盘用BT-9钛合金制成，用电子束焊焊为一体，其中第3级兼做前轴颈。第4～6级盘由高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体。第7～9级盘由粉末冶金(牌号为ЭП741НП)制成，用长螺栓前与第7级盘，后与篦齿盘和后轴连为一体。在第5、6级盘间的鼓筒上，开有30个扁圆形引气中，两盘内腔还设有向心式导流板，以便把空气引入内腔，用以冷却涡轮轴承座。转子叶片的前3级为纵向燕尾式榫头，其余各级为环形燕尾形榫头。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静叶为可调叶片，均带有内环。第4～8级静叶均无内环，叶片外端有安装板，钎焊在外环上，外环为T型截面的半环，用以安装到机匣的T型槽内。前6级静叶为钛制的，第7、8级为钢制的。第9级静叶为双排串列叶栅，两端均焊在整圆的环上，但只承受气动力。第5级和第7级静子外环上均开有引气孔。机匣对应于转子叶尖处的内表面上均涂有镍石墨磨耗涂层。 燃烧室　短环形。有24个喷嘴。火焰筒和机匣均为板金焊接结构。 高压涡轮　单级轴流式。导向器为每组3片的整体无余量精铸叶片，共7组。转子叶片的冷却空气由根部进入，经后缘劈缝处排出，叶身上设有气膜孔和顶部除尘孔。叶片系单晶精铸件，但这种单晶叶片允许每台发动机中有部分双晶或3晶叶片。叶片无冠，机匣处有间隙控制装置。盘也是由ЭП741НП粉末冶金制成的。 低压涡轮　单级轴流式。转子叶片带冠。气冷。由第5级高压压气机引来的空气，经低压涡轮导向器引入低压涡轮盘前，再由转子叶片根部进入叶片，叶片内腔铸有扰流柱，冷气由顶部和位于叶高65%处的一个直径3mm的孔排出。 涡　　轮 后机匣　有9个支板，内端焊在机匣内环上，外端由带有定位销套的螺栓与外机匣相连。支板外套有翼型整流罩，系铆接结构。对应于每个支板，在机匣的后安装边处各有一个凸耳，与焊在外涵道壳体上的9个支板相配合，允许轴向滑动。此结构可在后机匣与外涵道之间传递横向力和径向力。 混合器　有12个榫形漏斗，整个混合器由钛合金板冲压焊接而成。混合器不是承力构件，只起掺混作用。在这个部位采用钛合金，是该机的一大独特之处。 加　　力 燃烧室　三区供油。起动区为喷嘴环，置于环形稳定器内。另外两区为喷油杆，每支杆上分前后两腔，各开有直径0.3mm的多个喷油孔，前、后腔各与位于机匣外壁上的环形腔相通。火焰稳定器为径向式，外伸的有24支，内伸的有12支。防振屏为纵向波纹，且为矩形波，这也是一大特点。加力燃烧室外壁用BT-20钛合 金制成。 尾喷管　收敛-扩张式，其中收敛段、扩张段和外套均可调。喷口切向作动筒操纵，并通过连杆机构实现收-扩两段的联动，作动筒的液压介质为煤油，压力为20594kPa。 外涵道　分前后两段，均由钛合金制成，前段为水平对开式，后段为整体式。外涵壳体上有纵向肋，系用铣加工制成。 附件机匣　发动机附件传动机匣位于发动机上部。在米格-29飞机上，两台发动机各自通过万向节与同一个飞机附件机匣相连。飞机附件机匣上装有起动机和飞机附件。平时，由一台发动机带动飞机附件机匣，该发动机停车后，即由另一台发动机带动。 控制系统　早期的发动机装有机械液压控制系统，后来改为模拟式电子系统与机械液压备份的组合控制系统。系统中还带有防喘保护装置和故障检测诊断系统。<center>技术数据 </center>最大加力推力(daN)　　　　　　　　　　　 8140 中间推力(daN)　　　　　　　　　　　　　 4913 最大加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　 2.09 中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　 0.785 推重比　按干质量　　　　　　　　　　　　7.87 　　　　按交付状态质量　　　　　　　　　6.62 空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　　76.0 涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　0.48 总增压比　　　　　　　　　　　　　　　　21.7 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　　1267(起飞状态) 　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　1417(高速飞行状态) 最大直径(mm)　　　　　　　　　　　　　　1000 长度(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　4230 质量(kg)　干质量(按ГOCT 17106-71规定)　1055 　　　　　交付质量　　　　　　　　　　　1254 </td></tr></tbody></table>

<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">克里莫夫公司 (Klimov Corporation) </td></tr><tr><td valign="top" background="images/bgEngine.gif">　　该公司最早是克里莫夫设计局，组建于1943年。1962年，克里莫夫逝世后，谢·彼·伊索托夫任总设计师，遂改名为伊索托夫设计局。1983年，伊索托夫去世后，继任的总设计师是费·斯坦潘诺夫。斯坦潘诺夫退休后，现任总设计师是阿·沙基索夫。由于该设计局和工厂在列宁格勒(现彼得堡)，有一段时间称为列宁格勒科研生产联合体。最后，该设计局又改名为它的奠基人克里莫夫。因为该设计局和工厂最早曾位于列宁格勒的第117号工厂，所以“117”仍作为其产品编号的后缀。 　　克里莫夫公司设计的发动机一般由彼尔姆航空发动机科研生产联合体和扎波罗日进步机器制造设计局制造，但TB7-117在莫斯科的契尼索夫工厂和鄂木斯克“火星”航空发动机设计局制造。PД-33在契尼索夫工厂制造。 　　经营项目　最初，主要研制活塞式发动机。在卫国战争期间为雅克式战斗机研制了BK-105和BK-108活塞式发动机。1946年以后，根据从英国引进的尼恩和德温特发动机，仿制出PД-45和PД-500两种离心式涡轮喷气发动机，用于米格-15、拉-15和雅克-23战斗机以及图-12试验型轰炸机。1952年以后，在PД-45的基础上相继研制出BK-1A和BK-1Ф，用于米格-17战斗机。其间，该设计局还研制了涡轮螺旋桨发动机，但未投入批生产。 　　1962年，伊索托夫接任总设计师后，该局转向研制涡轮轴发动机，先后有ГТД-350、TB2-117、TB3-117和TB7-117。用于米-2、米-8、卡-41、米-17、米-25、米-28和米-35等直升机。TB7-117最初为涡轮螺旋桨发动机，用于伊尔-114运输机。涡轴型TB7-117Ф用于米-38直升机。60年代末，开始研制战斗机用加力式涡轮风扇发动机PД-33。 </td></tr></tbody></table>

<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">可能按公司介绍会好一点，老毛子生产企业众多留里卡“土星”科研生产联合体 (NPO Saturn) </td></tr><tr><td valign="top" background="images/bgEngine.gif">　　该联合体的前身是留里卡设计局，组建于1946年，是前苏联的主要战斗机发动机设计局。阿·米·留里卡生于1908年，毕业于基辅工学院。他早在30年代就从事轴流式涡轮喷气发动机――PД-1的研究工作，后因战争中断。1944年前苏联国防委员会决定组建喷气式飞机研究院，留里卡负责研制涡轮喷气发动机，任试验基地和试制厂总设计师。从1946年任设计局总设计师，一直到1984年去世。现任总设计师兼总经理是维·马·契普金。 　　经营项目　该联合体主要从事军用飞机的燃气涡轮发动机研制。早在1947年，推力为1320daN的TP-1涡轮喷气发动机装在苏-11飞机上首飞，继而有推力更大的TP-2、AЛ-3和AЛ-5相继问世，推力增大到4900daN。从1954年开始，加力推力达9000～10000daN的AЛ-7系列涡轮喷气发动机投入批生产，装备苏-7、苏-9和苏-11战斗机以及伊尔-54轻型轰炸机、别-10飞艇、图-28远程截击机和一系列试验机。在60年代，在AЛ-7基础上发展出来的AЛ-21系列涡轮喷气发动机是一种很著名的发动机，它在压气机、燃烧室、涡轮和加力燃烧室方面都取得了重大进展，最大加力推力达11000daN。1970～1974年投入批生产，用于苏-17、苏-20、苏-22、苏-24和米格-23战斗机。近年来，在AЛ-21基础上研制的AЛ-31Ф加力式涡轮风扇发动机用于苏-27、苏-30和苏-35战斗机。 　　据报道，该联合体还研制过一种功率为440kW的涡轮螺旋桨发动机AЛ-34，用于苏-86等一些行政机和轻型运输机。一种AЛ-31的不加力改型计划用于苏-21超音速行政机。正在研制一种全新的SAT-41(AЛ-41)加力式涡轮风扇发动机，推力为20000daN级，计划用于90年代末期的先进战术战斗机米格1.42。该机具有持续超音速巡航、短距起落和高机动性能力，且具有良好经济性。发动机将具有较少的零件、先进燃烧室、采用单晶叶片的高温高负荷涡轮和多功能喷管。 　　该联合体还从事空间飞行器的火箭发动机研制，其中有Д-57可重复使用的液氢/液氧火箭发动机，推力达40000daN级，寿命800s。航改地面燃气轮机也是该联合体业务之一，其中有AЛ-31CT煤气泵站用燃气轮机和AЛ-31CTC发电用燃气轮机。 </td></tr></tbody></table><table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">AЛ-7 (AL-7) </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif">牌　　号　AЛ-7 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　留里卡“土星”科研生产联合体 生产现状　停产 装机对象　早期生产的单发苏-7单座对地攻击机，早期制造的单发苏-9单座三角翼全天候截击机，单发苏-7BM，双发别-10水上侦察机。 研制情况　　AЛ-7是前苏联留里卡设计局研制的一种单转子轴流式涡喷发动机，有加力和不加力两种型别。该发动机于1952年以前设计，1952年下半年台架运转，1954年首台生产型发动机制成，1955年研制出加力型发动机，1958年装有改进的不加力型发动机的别-10水上侦察机成为世界上投入使用的唯一的纯喷气水上飞机，并于1961年创造了飞行速度、高度和载货量世界纪录。 　　AЛ-7主要型别有AЛ-7Ф、AЛ-7PB、AЛ-7ПБ、AЛ-7Ф-1和AЛ-7Ф-2。 </td></tr></tbody></table><center>结构和系统 </center>进气口　进气锥和14个流线型固定支板。 压气机　8级轴流式。前2级静子叶片可调。 燃烧室　环形。多孔火焰筒头部有多个顺流燃油喷嘴。 涡　　轮　2级轴流式。 加　　力 燃烧室　由上游扩压器和下游燃烧段组成。预燃室在涡轮出口的锥体上，由喷油环和火焰稳定器组成。主喷油环和槽形火焰稳定器位于预燃室下游。 尾喷管　变截面积喷管，喷口尺寸和型面由多片铰接鱼鳞片控制。控制信号来自加力控制系统，随涡轮出口温度和油门杆位置变化。 <center>技术数据 </center>最大推力(daN) 　　AЛ-7Ф　　　　　8826 　　AЛ-7Ф-1　　　　9807 中间推力(daN) 　　AЛ-7Ф　　　　　6339 　　AЛ-7Ф-1　　　　6865 　　AЛ-7ПB　　　　 6375 最大耗油率[kg/(daN·h)] 　　AЛ-7Ф　　　　　2.24 巡航耗油率[kg/(daN·h)] 　　AЛ-7Ф　　　　　0.927 总增压比 　　AЛ-7　　　　　　约8 涡轮进口温度(℃)　　 927 最大直径(mm) 　　AЛ-7Ф-1　　　　1250 长度(mm) 　　AЛ-7Ф-1　　　　6810 AЛ-21 (AL-21) 牌　　号　AЛ-21 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　留里卡“土星”科研生产联合体 生产现状　生产 装机对象　苏-17/20/22/24和米格-23，苏-27在其早期发展中也曾用此发动机做为过渡型发动机。 研制情况　　AЛ-21是前苏联留里卡设计局在AЛ-7基础上研制的一种重要涡轮喷气发动机。研制工作于60年代开始，1970～1974年间投入生产。它在压气机、燃烧室和涡轮技术方面都有重大进展。 <center>结构和系统 </center>进气口　由支板支撑的前机匣内安装有前轴承，还装有可调的进口导流叶片。 压气机　14级轴流式。前5级(含进口导流器)和10～14级均为可调叶片。 燃烧室　环管形，12个火焰筒。 涡　　轮　3级轴流式，第1级为气冷式叶片。涡轮转子的前端支在压气机后的中支点上，后端以轴颈支承在由8个支板构成的后机匣上。 加　　力 燃烧室　有3个供油喷嘴环和3个环形稳定器。波纹状防振屏表面涂有陶瓷涂层。 尾喷管　全程可调型，共24个调节片，由6个作动筒操纵。可保证发动机从慢车到全加力状态全程调节。 <center>技术数据 </center>加力推力(daN)　　　　　　　　　11050 中间推力(daN)　　　　　　　　　7650 加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　1.90 中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　0.816 推重比　　　　　　　　　　　　 5.61 空气流量(kg/s)　　　　　　　　 104.0 总增压比　　　　　　　　　　　 14.6 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　 1112 进口流道直径(mm)　　　　　　　 885 长度(mm)　　　　　　　　　　　 5160 质量(kg)　　　　　　　　　　　 2005

<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">彼尔姆航空发动机科研生产联合体 (Perm Scientific and Production Enterprise Aircraft Engines) </td></tr><tr><td valign="top" background="images/bgEngine.gif">　　该联合体可追溯到1934年成立的什维佐夫设计局。1953年什维佐夫去世后，由索洛维也夫接任总设计师，并改名为索洛维也夫设计局，直到1989年。1990年起改为现名，总设计师兼总经理是雷谢兹尼柯夫。 　　经营项目　早期是著名的活塞式发动机设计局，曾研制成功AЩ-62、AЩ-73TK和AЩ82等活塞式发动机。1949～1951年间还研制了功率达2940～3460kW的AЩ-2TK和AЩ-2K大功率活塞式发动机。1953年索洛维也夫接任总设计师后转为研制燃气涡轮发动机。其中TB-2M是前苏联第一批涡轮螺旋桨发动机之一，其涡轴型Д-25B和Д-25BФ功率超过4000kW，用于米-6、米-10和米-12重型直升机。从1955年开始研制涡轮风扇发动机，有Д-20П、Д-30КУ和Д-30КП，用于图-124、图-134、图-154、伊尔-62M和伊尔-76等运输机。装加力燃烧室的Д-30Ф6用于米格-31远程截击机。该局设计的各型燃气涡轮发动机已累积飞行4200万小时，在22个国家使用。正在研制中的ПС-90大涵道比涡轮风扇发动机计划用于图-204和伊尔-96-300宽体客机。以ПС-90的核心机为基础，正在考虑一些新设计，如ПС-90A12、ПС-90A14、Д-100、Д-110和Д-112，推力为20000daN级，涡轮进口温度为1300℃左右。此外，还有一些涵道比为15左右的桨扇发动机方案。该联合体还从事工业燃气轮机的开发。 　　美国联合技术公司和德国MTU公司已与该联合体达成协议，组成联合公司开发包括ПС-90在内的航空和工业燃气涡轮发动机。 </td></tr></tbody></table><center></center><table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">Д-30Ф6 (D-30F6) </td></tr><tr><td valign="top" background="no.gif"><center><img src="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/show.asp?sort=1&id=74" alt=""/> </center><table cellspacing="0" cellpadding="0" width="360" align="center" border="0"><tbody><tr><td align="center" height="30">Д-30Ф6加力式涡轮风扇发动机外形</td></tr></tbody></table>牌　　号　Д-30Ф6 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　彼尔姆航空发动机科研生产联合体 生产现状　生产 装机对象　米格-31战斗机。 研制情况　　研制工作于1972年开始。按米格-31战斗机的战术技术要求，在11000～21000m高度上，最大飞行M数的2.83，接近海平面的最大飞行速度为1500km/h。 　　Д-30Ф6共有7个单元体，即：(1)进口导向器机匣；(2)风扇；(3)基础单元，包括高压压气机、主燃烧室中介机匣和高低压涡轮；(4)混合器；(5)加力燃烧室；(6)尾喷管；(7)前、后齿轮机匣。 　　不带加力型用于M-55亚音速飞机。此外，该机还有工业燃气轮机型。<center>结构和系统 </center>进　气　口　有23个固定式进口导流叶片。 风　　　扇　5级轴流式。增压比为3。 高压压气机　10级轴流式。增压比为7.05。一排双位可调进口导流叶片，并在第4、5级后设有自动控制的放气口。高低压压气机排除了钛零件着火的可能性。 燃　烧　室　环管式。有12个火焰筒，双油路喷嘴，两个点火电嘴。 高压涡轮　2级轴流式。第1级叶片和盘用引自高压压气机后的并经位于外涵道中的空气-空气换热器冷后的空气冷却。第1级导向叶片由引自高压压气机后的空气冷却。来自高压压气机第5级的空气用于冷却第2级涡轮的导向器和涡轮转子叶片，以及第2、3和4级轮盘。涡轮机匣经试验可包容住断掉的涡轮转子叶片。 低压涡轮　2级轴流式。叶片不冷却。 加力燃烧室　混合进气型，由混合器、扩散器、燃油喷嘴、稳定器和防振屏组成。用热射流方法点燃燃油。 尾　喷　管　全状态、蚌壳式，带有独立的强迫操纵的亚音速段和气动控制的超音速段。操纵系统有18个液压作动筒。液压介质为发动机燃油系统的燃油。喷管进口、喉部和中部的面积随发动机和飞机的工作状态而变化。在超音速调节片上装有稳定气流的辅助片。 附　　　件　附件安装在位于发动机下部的前、后齿轮机匣上。前齿轮机匣装在中介机匣上，后齿轮机匣装在高压压气机机匣上。 控制系统　电子控制系统并带有机械液压的后备系统。还有主发动机参数监测、状态指示、飞行数据记录和状态自动记录等诊断系统以及地面检查装置和孔探仪检查装置等。<center>技术数据 </center>最大加力推力(daN)　　　　　　　　　　　15200 加力推力(前线起飞状态，daN)　　　　　　18613 中间推力(daN)　　　　　　　　　　　　　9316 加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　1.94 中间状态耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　0.734 推重比　　　　　　　　　　　　　　　　 6.42 空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　 150.0 涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　 0.57 总增压比　　　　　　　　　　　　　　　 21.2 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　 1387 进口直径(mm)　　　　　　　　　　　　　 1020 长度(mm)　　　　　　　　　　　　　　　 7040 质量(kg)　　　　　　　　　　　　　　　 2416 <table cellspacing="0" cellpadding="0" width="128" border="0"><tbody><tr><td height="20">其他民用型号就不介绍拉</td></tr><tr><td width="120" height="16"> 　 </td></tr></tbody></table> </td></tr></tbody></table><a href="http://www.aeroinfo.com.cn/database/engine/enginecontent.asp?id=1&Page=1&category=涡轮风扇发动机"></a>

<table height="340" cellspacing="0" cellpadding="0" width="576" align="center" border="0"><tbody><tr><td class="title2" valign="top" align="center" height="40">雷宾斯克发动机制造设计局 (Rybinsk Engine-Building Design Bureau, RKBM) </td></tr><tr><td valign="top" background="images/bgEngine.gif">　　该设计局前称多布雷宁-科列索夫设计局，于1939年4月组建于莫斯科航空学院，主要研制战略轰炸机的大功率发动机，因此，过去极少公开报道。现任总设计师为阿·斯·诺维可夫。 　　经营项目　早在卫国战争前，首任总设计师费·阿·多布雷宁就开始组织水冷式活塞发动机的研制，并大量生产以BД为标志的军用发动机，1952年研制了BД-4K活塞式发动机，功率达3160kW，是当时苏联最大的活塞发动机之一，用于图-85重型轰炸机。1960年，科列索夫接任总设计师。该设计局研制的第一种喷气发动机是PД-7Б(也称BД-7或Д-15)，最大推力达12750daN，用于替换米亚谢夫设计局的重型轰炸机上的PД-3M发动机。其发展型PД-17M2加力式涡喷发动机推力达15430daN，用于图-22超音速轰炸机和苏霍伊设计局的试验型超音速轰炸机T-4。PД-36-41于1969年首先装于图-144超音速运输机，随后又装于图-128远程截击机。其改进型PД-36-51A推力达19330daN。该设计局还研制PД-36-35ФBP升力发动机，用于雅克-38垂直起落战斗机。最新研制中的TBД-1500系列，可有涡轴、涡桨和涡扇几种改型，涡轮进口温度达1267℃。该设计局还在碳-碳和陶瓷复合材料方面进行大量的研究工作。 </td></tr></tbody></table>PД-36-35ФBP (RD-36-35FVR)牌　　号　PД-36-35ФBP 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 国　　家　俄罗斯 厂　　商　雷宾斯克发动机制造设计局 生产现状　生产 装机对象　雅克-38垂直/短距起落飞机。 研制情况　　该发动机由俄国雷宾斯克设计局(前苏联科列索夫设计局)设计。它是苏联第一台投入生产的升力涡轮喷气发动机。在雅克-38垂直/短距起落飞机上装两台，用以提供升力。该发动机也可用作缩短起飞距离的助推发动机。 <center>结构和系统 </center>压气机　5级轴流式。部分零组件用复合材料制成。 燃烧室　环形，有12个喷嘴。 涡　轮　单级。 尾喷管　喷口面积不可调，排气方向通常后掠15度。 <center>技术数据 </center>推力(daN)　　　　　　2991 推重比　　　　　　　 14.5 质量(kg)　　　　　　 210 关键技术很少资料，老毛子很精明，其他民用项目不详细介绍研制情况　　该发动机由俄国雷宾斯克设计局(前苏联科列索夫设计局)设计。它是苏联第一台投入生产的升力涡轮喷气发动机。在雅克-38垂直/短距起落飞机上装两台，用以提供升力。该发动机也可用作缩短起飞距离的助推发动机。 <center>结构和系统 </center>压气机　5级轴流式。部分零组件用复合材料制成。 燃烧室　环形，有12个喷嘴。 涡　轮　单级。 尾喷管　喷口面积不可调，排气方向通常后掠15度。 <center>技术数据 </center>推力(daN)　　　　　　2991 推重比　　　　　　　 14.5 质量(kg)　　　　　　 210 关键技术很少资料，老毛子很精明，其他民用项目不详细介绍