超级军网中华网：歼十装备涡扇10A后飞行性能大大提升
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/25 04:20:04
中国涡扇10/10A发动机发展历程
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）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、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。
中国歼10战斗机
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。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一。二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。
结构
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。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜“三合一“DangerCode;的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量高100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323m/s和334
m/s，空氣流量M=100kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6kg/s,2.85kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
涡扇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。
由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL—31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。
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-poolstage），有四大部分：
（1）双轴系压缩机（dual-axialcompressor）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。
歼10尾喷口细节
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（compressorsurge），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。
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，EJ200TPR=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:4lowpressure+12highpressure）。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。
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。中国涡扇10/10A发动机发展历程
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）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、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。
中国歼10战斗机
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。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一。二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。
结构
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。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜“三合一“DangerCode;的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量高100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323m/s和334
m/s，空氣流量M=100kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6kg/s,2.85kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
涡扇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。
由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL—31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。
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-poolstage），有四大部分：
（1）双轴系压缩机（dual-axialcompressor）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。
歼10尾喷口细节
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（compressorsurge），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。
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，EJ200TPR=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:4lowpressure+12highpressure）。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。
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。
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）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、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。
中国歼10战斗机
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。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一。二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。
结构
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。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜“三合一“DangerCode;的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量高100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323m/s和334
m/s，空氣流量M=100kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6kg/s,2.85kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
涡扇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。
由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL—31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。
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-poolstage），有四大部分：
（1）双轴系压缩机（dual-axialcompressor）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。
歼10尾喷口细节
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（compressorsurge），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。
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，EJ200TPR=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:4lowpressure+12highpressure）。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。
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。中国涡扇10/10A发动机发展历程
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）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、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。
中国歼10战斗机
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。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一。二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。
结构
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。涡扇10A的制造工艺与F100、AL-31F相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制F414相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜“三合一“DangerCode;的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐5000次热冲击试验无裂纹发生。涡扇10的涡轮叶片虽然是定向结晶的DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇10的性能为：空气进量高100kg/sec，涡轮前温度为1700-1750k，涡扇10加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是13kr/min，16.2kr/min，涵道比0.5，總增压比30，323m/s和334
m/s，空氣流量M=100kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为2.6kg/s,2.85kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。涡扇10装有无锡航空发动机研究所研制的FADEC。
涡扇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。
由于运用了高推预研的先进成果，涡扇10A的三级低压压比甚至比AL—31F的四级低压部分还要高，九级高压，压比12，效率85%，总压比、效率、喘震余度高于AL—31F，总压比与F110相似，达30以上,涡轮前温度为1747K，推质比为7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为13200千克，重量比AL—31F要轻。相比之下，AL—31F涡轮前温度只有1665K，推质比7.1（国际标准，俄式标准为8.17），全加力推力12500千克；F110的涡轮前温度为1750K，推质比为7.57（国际标准），全加力推力为13227千克。总体比较，涡扇10A性能要远高于AL—31F，与F110相似。其定型时间为2003年，服役时间为2005年。
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-poolstage），有四大部分：
（1）双轴系压缩机（dual-axialcompressor）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。
歼10尾喷口细节
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（compressorsurge），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。
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，EJ200TPR=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:4lowpressure+12highpressure）。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。
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。
涡扇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（3LPC+5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4LPC+9HPC），F100-PW-100的TPR~25（3LPC+10HPC）。最合理的推论是涡扇10的TPR约为在25。至于级数。
太行发动机
涡扇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。
涡扇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。
涡扇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。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。
涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇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，涡扇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。
区别
网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU—27上试验，该机已于2000年定型。
时间
涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU—27上试验，在与AL—31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。
太行发动机
涡扇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。
涡扇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。
涡扇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。换言之涡扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。
涡扇10的推重比高于8应该没问题，与AL-31F比，因为涡扇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，涡扇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。
区别
网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇10的全加力推力比涡扇10A的要小，涡扇10早在九十年代中期，就在歼十与SU—27上试验，该机已于2000年定型。
时间
涡扇10A于98年装在歼十上首飞，并进行过长达四十分锺的超音速试验，在2000年第一次装在SU—27上试验，在与AL—31F混装试飞当中，曾发生空中熄火险情。目前，涡扇10A正随歼十的预生产型进行边试飞边定型试验，估计今年能够随歼十正式生产定型，2005年随机大批量入役。
涡扇10与歼-10
2003年1月出版的《解放军报》有一篇题为“中国空军‘三代战机’试飞纪实”的报道，透露了中国新型涡轮风扇发动机于去年6月试飞成功的消息，引起各方高度重视。文章称，在国产新型战机上的试飞，在我国尚属首次，不仅技术难度大，而且每个课目的风险也大。试飞那天，该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机，一台是进口的、一台是国产的。……国产新型发动机的研制成功，不仅填补了我国发动机研制的空白，更为重要的是标志着中国的航空工业步入了世界发达国家的行列。最近又有来自航空系统的消息：“从3月25～27日召开的中航一集团燃气轮机工作会议上了解到，今年中航一集团发动机行业的工作重点是以涡扇10发动机定型试飞为主线，抓好重点型号研制……”
俄制AL31发动机
如此来看，随着歼-10的逐步公开化，更为神密的涡扇10发动机也将逐步浮上台面。其实去年以来，航空界就捷报颇传。2003年3月31日，我国首台小型涡轮风扇发动机通过设计定型，结束了我国没有自行研制的涡扇发动机的历史。6月初，该发动机又通过了航定委的设计审查。（摘自国际航空2003第1期）2002年5月20日，我国自行研制的“昆仑”新型涡喷发动机通过国家鉴定。它的研制成功使我国成为继美、俄、英、法之后世界上第5个能够独立研制航空发动机的国。“昆仑”发动机于2002年7月被国家军工产品定型委正式批准设计定型。（摘自国际航空2003第1期）加上去年6月在歼11上试飞的新型发动机，高中低已全面配套。
从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，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。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。
要了解涡扇10的性能，就必须了解其研制的背景、技术基础等情况。为此，先分析涡扇10产生的背景。据信10号工程是1984年?启动于1984年。以中国当时的技术，要独立自主地生产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。当时中国已拥有的技术有哪些？
一是涡喷-15，源于苏联的米格-23飞机，当时中国以20多架歼-6飞机从埃及换回了一架米格-23飞机，自然也掌握了其P-29-300涡喷发动机（中国编号WP-15），该机推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是从英国引进的斯贝SM202军用发动机技术，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是从美国引进的CFM-56民用发动机，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中国自行研制的WS6G发动机，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。这几种发动机都在10000公斤级，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做为涡扇10的核心机。这是还要特别介绍一个CFM-56民用发动机。
2003年1月出版的《解放军报》有一篇题为“中国空军‘三代战机’试飞纪实”的报道，透露了中国新型涡轮风扇发动机于去年6月试飞成功的消息，引起各方高度重视。文章称，在国产新型战机上的试飞，在我国尚属首次，不仅技术难度大，而且每个课目的风险也大。试飞那天，该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机，一台是进口的、一台是国产的。……国产新型发动机的研制成功，不仅填补了我国发动机研制的空白，更为重要的是标志着中国的航空工业步入了世界发达国家的行列。最近又有来自航空系统的消息：“从3月25～27日召开的中航一集团燃气轮机工作会议上了解到，今年中航一集团发动机行业的工作重点是以涡扇10发动机定型试飞为主线，抓好重点型号研制……”
俄制AL31发动机
如此来看，随着歼-10的逐步公开化，更为神密的涡扇10发动机也将逐步浮上台面。其实去年以来，航空界就捷报颇传。2003年3月31日，我国首台小型涡轮风扇发动机通过设计定型，结束了我国没有自行研制的涡扇发动机的历史。6月初，该发动机又通过了航定委的设计审查。（摘自国际航空2003第1期）2002年5月20日，我国自行研制的“昆仑”新型涡喷发动机通过国家鉴定。它的研制成功使我国成为继美、俄、英、法之后世界上第5个能够独立研制航空发动机的国。“昆仑”发动机于2002年7月被国家军工产品定型委正式批准设计定型。（摘自国际航空2003第1期）加上去年6月在歼11上试飞的新型发动机，高中低已全面配套。
从国际发动机的情况来看，基本分成三大部分，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。WS-11肯定是小推力级发动机，“昆仑”则属于中推力发动机，而涡扇10无疑是大推力级发动机。
要了解涡扇10的性能，就必须了解其研制的背景、技术基础等情况。为此，先分析涡扇10产生的背景。据信10号工程是1984年?启动于1984年。以中国当时的技术，要独立自主地生产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。当时中国已拥有的技术有哪些？
一是涡喷-15，源于苏联的米格-23飞机，当时中国以20多架歼-6飞机从埃及换回了一架米格-23飞机，自然也掌握了其P-29-300涡喷发动机（中国编号WP-15），该机推力12500公斤，自重1923公斤，推重比6.5。二是从英国引进的斯贝SM202军用发动机技术，推力9325公斤，自重1857公斤，推重比5.02。三是从美国引进的CFM-56民用发动机，推力10886公斤，自重2005公斤，推重比5.4。四是中国自行研制的WS6G发动机，推力14000公斤，自重2000公斤，推重比7。这几种发动机都在10000公斤级，重量也在1900-2000公斤左右，都可以做为涡扇10的核心机。这是还要特别介绍一个CFM-56民用发动机。
1982年3月29日，美国《航空和空间技术周刊》刊登了发自华盛顿的一篇报道，标题是《中国等待批准向它出口CFM-56II型涡轮风扇发动机的许可证》。文章说：“中华人民共和国正等待批准向它出口两台CFM-56II型涡轮风扇发动机，然后再开始核准一项计划，根据这项计划，中国可能将更换它的多达30多架的霍克
DangerCode;西德利飞机公司生产的三叉戟运输机的发动机。……国防部官员对可能向中国出售CFM-56II型涡轮风扇发动机表示关切，因为这种商用发动机的核心技术，同罗克韦尔国际公司制造的B-1B轰炸机所采用的通用电气公司生产的F-101-GE-102发动机是相同的。正是由于可能进行这种技术转让，以及中国人可能运用逆工程技术取得把同样技术应用到其他方面的能力，所以国防部官员建议不要批准颁发出口许可证。”尽管有人反对，但在中美蜜月的80年代，美国政府最终还是批准了这项计划。
太行发动机科研人员合影
在上述四种基本型发动机中如何选择核心机，可以有多种方案：一是在仿制P-29-300制成的WP-15上进行改进设计，由于是涡喷机费用应该最低，时间也最快，但技术较为落后，估计不会采纳；二是在掌握斯贝发动机技术的基础上，结合我国的技术，将其改型设计为12500公斤的发动机，但由于我国去年才完全掌握斯贝的制造技术，肯定轮不到斯贝做涡扇10的核心机。三是我国自行研制的WS-6，由于该机80年代中期就下马了，自然不在考虑之中。最后就剩下CFM-56。该机全长2430毫米，直径1828毫米，全重2005公斤，最大推力10886公斤，总压比25，涡轮前温度1260度，推重比约5.44，是当时一种比较先进的民用发动机（与之同时代的军用发动机F100-PW-100（F-15和F-16的发动机）全长4851毫米，直径1180毫米，全重1371公斤，最大推力11340公斤，总压比25，涡轮前温度1399度，推重比8.27）。由于其核心技术与美国F-101-GE-102军用发动机相同，最可能成为涡扇10的核心机，该机可能有两个方案：一是仿制其核心机，在此基础上研制我们自已的涡扇10，但由于技术差距大，风险和投资均很大，还有一个很重要的原因，是建国以来，我国完全是走的一条仿制之路，缺乏自己全过程研制的经验，结合“昆仑”走自己全过程研制道路的情况来看，完全仿制肯定不受有关部门的支持。另一种就是在我国已有技术的基础上（已有研制推重比7的涡扇6的经验），借鉴CFM-56的部分先进技术，研制自己全新的发动机。这种方案虽然有一定的风险
，但由于已有WS-6的经验，估计难度会小于完全仿制CFM-56，而且由于有一定的技术基础，资金和时间也会少于仿制CFM-56。因此，这最可能就是涡扇10的技术来源吧。
对涡扇10的评价，综合WS-6G和CFM-56的技术和该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机的情况来分析，涡扇10的推力应大于AL-31F的12500公斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中期的水平。估计比F-16、F-15早期型的F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会研制出性能更好的涡扇10-II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。
结束语
歼十定型后的发动机乃是涡扇10A，不是什么AL—31F，所谓进口AL—31FN之说，是为沈飞歼11生产之用。歼十装备涡扇10A后，无论空战推重比、载弹量还是飞机的机动性、灵活性方面，其综合飞行性能要大大高于装备AL—31F的歼十。今后，国产歼11也要装备涡扇10A，涡扇10A将成为我国歼十、歼11的标准发动机。
涡扇10A经过严酷苛刻的国军标试验，其性能、寿命、可靠性要远远高于俄制标准的AL—31F，606所再彷制AL—31F已没什么意义。606所对涡扇10A的评价，涡扇10A的研制成功将使中国航空动力事业达到发达国家的八十年代中期水平，在中国航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义。
DangerCode;西德利飞机公司生产的三叉戟运输机的发动机。……国防部官员对可能向中国出售CFM-56II型涡轮风扇发动机表示关切，因为这种商用发动机的核心技术，同罗克韦尔国际公司制造的B-1B轰炸机所采用的通用电气公司生产的F-101-GE-102发动机是相同的。正是由于可能进行这种技术转让，以及中国人可能运用逆工程技术取得把同样技术应用到其他方面的能力，所以国防部官员建议不要批准颁发出口许可证。”尽管有人反对，但在中美蜜月的80年代，美国政府最终还是批准了这项计划。
太行发动机科研人员合影
在上述四种基本型发动机中如何选择核心机，可以有多种方案：一是在仿制P-29-300制成的WP-15上进行改进设计，由于是涡喷机费用应该最低，时间也最快，但技术较为落后，估计不会采纳；二是在掌握斯贝发动机技术的基础上，结合我国的技术，将其改型设计为12500公斤的发动机，但由于我国去年才完全掌握斯贝的制造技术，肯定轮不到斯贝做涡扇10的核心机。三是我国自行研制的WS-6，由于该机80年代中期就下马了，自然不在考虑之中。最后就剩下CFM-56。该机全长2430毫米，直径1828毫米，全重2005公斤，最大推力10886公斤，总压比25，涡轮前温度1260度，推重比约5.44，是当时一种比较先进的民用发动机（与之同时代的军用发动机F100-PW-100（F-15和F-16的发动机）全长4851毫米，直径1180毫米，全重1371公斤，最大推力11340公斤，总压比25，涡轮前温度1399度，推重比8.27）。由于其核心技术与美国F-101-GE-102军用发动机相同，最可能成为涡扇10的核心机，该机可能有两个方案：一是仿制其核心机，在此基础上研制我们自已的涡扇10，但由于技术差距大，风险和投资均很大，还有一个很重要的原因，是建国以来，我国完全是走的一条仿制之路，缺乏自己全过程研制的经验，结合“昆仑”走自己全过程研制道路的情况来看，完全仿制肯定不受有关部门的支持。另一种就是在我国已有技术的基础上（已有研制推重比7的涡扇6的经验），借鉴CFM-56的部分先进技术，研制自己全新的发动机。这种方案虽然有一定的风险
，但由于已有WS-6的经验，估计难度会小于完全仿制CFM-56，而且由于有一定的技术基础，资金和时间也会少于仿制CFM-56。因此，这最可能就是涡扇10的技术来源吧。
对涡扇10的评价，综合WS-6G和CFM-56的技术和该试飞员的“坐骑”被人为安装了两个不匹配的发动机的情况来分析，涡扇10的推力应大于AL-31F的12500公斤，估计在13000公斤左右，推重比应在7.5以上，技术上相当于国际上70年代中期的水平。估计比F-16、F-15早期型的F100-PW-100要好。从“昆仑”研制成功到短时间内又研制成功“昆仑II”的情况来看，涡扇10定型后，估计两年内又会研制出性能更好的涡扇10-II，推重比会大于8，推力可能会达到14000公斤左右，其生产型的涡扇10-II可望达到国际上80年代中期的技术水平。
结束语
歼十定型后的发动机乃是涡扇10A，不是什么AL—31F，所谓进口AL—31FN之说，是为沈飞歼11生产之用。歼十装备涡扇10A后，无论空战推重比、载弹量还是飞机的机动性、灵活性方面，其综合飞行性能要大大高于装备AL—31F的歼十。今后，国产歼11也要装备涡扇10A，涡扇10A将成为我国歼十、歼11的标准发动机。
涡扇10A经过严酷苛刻的国军标试验，其性能、寿命、可靠性要远远高于俄制标准的AL—31F，606所再彷制AL—31F已没什么意义。606所对涡扇10A的评价，涡扇10A的研制成功将使中国航空动力事业达到发达国家的八十年代中期水平，在中国航空发动机发展史上具有里程碑式的重要意义。
很长啊，做沙发慢慢看
这是哪一年写的啊
好东西啊!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
LZ你就等着挨砖吧。
中华网，你就等着被扣上茅坑的帽子。
中华网，你就等着被扣上茅坑的帽子。
这不是茅坑800，是火星1000。:D
ZH网那个垃圾站，除了能特产点YY东西，就会抄抄别的论坛的作品，象样的原创作品有多少。这作品的大部分内容，我2003年9月就已经在ZH网之外的论坛看过，这次一看就是几篇拼凑了凑，改了点字眼而已。
不过这帖子不管好赖已经比ZH网特产的那些东西强的多的多了，有这种文章在ZH网发表，也算能对那个YY极盛行的地方有点比较靠谱的科普教育了。还是值得鼓励的。
不过这帖子不管好赖已经比ZH网特产的那些东西强的多的多了，有这种文章在ZH网发表，也算能对那个YY极盛行的地方有点比较靠谱的科普教育了。还是值得鼓励的。
原帖由 xingzhihu 于 2007-4-16 10:55 发表
LZ你就等着挨砖吧。
中华网，你就等着被扣上茅坑的帽子。
你要是认为茅坑800的作品是真实、优秀的作品，那你牛。
当然，每个人都有口味问题吗，如果你愿意把那叫做饭店800作品，那也是你的自由。
:D
原帖由 火车隆隆 于 2007-4-16 11:36 发表
你要是认为茅坑800的作品是真实、优秀的作品，那你牛。
当然，每个人都有口味问题吗，如果你愿意把那叫做饭店800作品，那也是你的自由。
:D
记得王刚演王承恩时,经常就使用类似的口吻
大家如果喜欢看发动机的应该多去发动机版。
http://bbs.cjdby.net/viewthread.php?tid=297488&extra=page%3D1
http://bbs.cjdby.net/viewthread.php?tid=297488&extra=page%3D1
原帖由 xuhans 于 2007-4-16 11:47 发表
记得王刚演王承恩时,经常就使用类似的口吻
可假的就是假的
制假如果也“可以理解”甚至“应该鼓励”的话，那么我们国家的 “质检”部门还有必要存在么？
MK800造假行为，难道你没看到？
网上经常有人将涡扇10与涡扇10A混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同
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真牛;P ;P
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真牛;P ;P
中华网，嘿嘿，看看就算了，当着就不必了
又是中华网啊～！～；；；；;funk
原帖由 xuhans 于 2007-4-16 11:47 发表
记得王刚演王承恩时,经常就使用类似的口吻
难道您的层次就只能看点王刚演王承恩之类的戏说历史片吗？
哦，那难怪你那么高强的历史见解和理解力了。
原帖由 xuhans 于 2007-4-16 11:47 发表
记得王刚演王承恩时,经常就使用类似的口吻
光看点戏说没意义的，拿戏说来恶心人也没什么意义。要是你就是当年跟王承恩公公一块在宫里听差的，那你以现在的口吻说：“记得我当年和王承恩公公一起听差时,就经常使用类似的口吻”——那你还确实比较牛比。
;P
年内好像J10要换国发了~
ZH网那个垃圾站
原帖由 Superbow 于 2007-4-16 12:20 发表
可假的就是假的
制假如果也“可以理解”甚至“应该鼓励”的话，那么我们国家的 “质检”部门还有必要存在么？
MK800造假行为，难道你没看到？
那种人关心什么是假的吗？
他们就是要过瘾吗，凡是让他们过瘾的都是好的，凡是让他们从YY的沉醉中面对空想破裂的痛苦的都是坏的。
他们就想把破坏他们“美好意境”的人都扫除呢。
:P
本菜对此的评论是,那是不可能的......
SY可以强身，YY可以强国:L
原来太行都是假的,佩服,佩服
]]
;P ，强悍啊，假的没边的东西还有人信。。焕发后性能不下降就万岁了，还生呢。。
:L
楼上，你最好去发动机版跟MAYA和DDAA老大多学学，不要信口开河。
楼上，你最好去发动机版跟MAYA和DDAA老大多学学，不要信口开河。
太行除了启动时间比31长以外，其他的几乎全面优于31.
;P ，不用学，小的本来就啥都不懂
不知道真假...
原帖由 嘻嘻哈哈001 于 2007-4-16 18:56 发表
国际政治风云是变化无常的，也经常会影响到国家间的关系，从目前的一些情况看，普京之后的俄罗斯，走向是难以预测的，如果有不利于我们的变化，那么08年以后，中俄军事技术合作可能也会受到一些影响。到时候，人民军工同志们。就看你们的喽。是骡子还是马，走着瞧吧。
现在都什么时候拉？还内斗？什么这个吧什么那个吧，好象就你自己牛比，都省省吧。
呵呵！每次一被别人指出你的错误，你就说别人“牛比，省省吧”，那为什么在你自己张嘴就编、胡说出口就来的时候就想不起来这话呢？？
你知道的好“多”哦，说起话来那个“置信”哦，下结论态度那个自以为“高明”哦，你这种态度真是早该省省了。
你以为我国与外国的合作是你想象的那么幼稚的？？你也太过分高估你的智商了吧，连你都能想到的，国家就想不到？;P
我国和国外的一些军工技术合作，是立足在尽力提高我国自己的研制能力和生产技术的目标上，凡是有利于这个目标的都在做，成品采购只占较小一部分，好看不好用的单纯总装线引进更少。
不管以后国际政治风云如何变化，我国引进的很多军事技术已经通过被我国吸收、消化、改进、发挥而成了我国自己军事技术的一部分，扩展了我国军事工业的实力，这个进展是不受国际关系变换而左右的。这就是我国与国外进行军事技术合作的收获。
这个道理其实是非常简单的，只有你这种脑袋僵化到了一定程度的老左想不明白。
至于俄罗斯，更不可怕。因为现在我国军事技术上就已经开始对俄罗斯没有多少依赖，毛子能领先我们的越来越少。而且就象吉尔吉斯一样，这些中国的近邻谁上台也不会贸然和自己的国家利益过不去。普京普京，你就知道个普京，你以为普京对中俄军事技术合作态度很友好吗？？俄罗斯前后抓了哪些人、为什么抓、有些人甚至仅仅是因为个什么“帽子”，你什么也不知道吧？;P
你既然不知道以后就少凭着你的瞎猜夸夸而谈。
“内斗”？什么是内斗？——就是你这种头脑僵化、对现实充满不理解和敌意的老左在不断的发泄对国家政策和改革开放的不满，以你们的无知和编造宣扬对国家行业政策的随意否定，诽谤和贬低着国家各行业人们的建设努力。你们这种根本不了解事实基础的做法，根本连希望国家富强的善意建设性批评都算不上，充其量只是你们个人意愿不能逞现的发泄。
瞧瞧你自己在其他帖子里对国家和军工行业政策的随意否定，和对基本事实情况的无知：
http://bbs.cjdby.net/viewthread. ... page%3D3&page=2
如果有内斗，那正是你们这种人要挑起的，也是你们这些老左正在挑起的。但是，现在还是头脑正常讲道理的人多，所以你们尽力挑起的这种是非，也并没有多少市场。你要是还有“现在都什么时候拉？还内斗？”这种意识，就尽早停止你拙劣的表现吧！
;P
]]
牛B:victory:
原帖由 火花四射 于 2007-4-16 17:33 发表
本菜对此的评论是,那是不可能的......
学霸一言九鼎，膜拜一下。
原帖由 zyg3m 于 2007-4-17 10:05 发表
刚才俺去了XX天地潜水，里面有人叫嚣要黑了CD，还有人叫嚣要故意来CD引起吵架，把CD搞烂，这种公然叫嚣也没见太阳出来说，太阳只是一味的骂CD，唉，当了XX，还有立牌坊。
请看他们的表演http://www.xhclub.net ...
警告你，不要再挑拨是非，唯恐天下不乱. 小人，严重BS.
原帖由 xingzhihu 于 2007-4-17 11:33 发表
警告你，不要再挑拨是非，唯恐天下不乱. 小人，严重BS.
是呀是呀，某田地里背后对超大论坛破口大骂、鼓动要把超大论坛黑了、攻击超大服务器、到超大挑起是非故意吵架——不是小人，不是唯恐天下不乱，不是挑拨是非，严重不BS！
;P
原帖由 火车隆隆 于 2007-4-17 11:38 发表
是呀是呀，某田地里背后对超大论坛破口大骂、鼓动要把超大论坛黑了、攻击超大服务器、到超大挑起是非故意吵架——不是小人，不是唯恐天下不乱，不是挑拨是非，严重不BS！
;P
呵呵，是呀是呀，并非不是小人，并非不是唯恐天下不乱，并非不是挑拨是非，并非严重不BS。
原帖由 xingzhihu 于 2007-4-17 11:33 发表
警告你，不要再挑拨是非，唯恐天下不乱. 小人，严重BS.
俺只是把某天地的真实情况呈现出来，你就警告了，有本事去天地警告他们不要骂CD,不要黑CD呀，你真的好伟大，好威严呀，俺好崇拜你！
世上有种人，叫拉偏架，还有一种人，叫装B，还警告都来了，你两样全占，你是党的哪一层组织呀，晕死。