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来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/25 04:48:12
WS6涡扇发动机结构
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：12220～13830daN；加力：12220～13830daN
现 状 完成飞行前规定试车后，停止研制
产 量 截至1983年，共生产10台试验机
用 途 涡扇6 歼击机
涡扇6G 歼击机
涡扇6甲 运输机
研制情况
1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
结构和系统
进 气 口 轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。
风 扇 3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，
压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承
着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供
回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强
刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣 位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支
板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装
有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣
固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定
着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高 压
压 气 机 11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为
9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算
转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面
内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级
转子的材料为耐热合金GX8。
燃 烧 室 环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接
点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分
为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮 2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮
机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1
级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。
低压涡轮 2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构
成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导
向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材
料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。
加 力
燃 烧 室 平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构
的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径
向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保
证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾 喷 管 简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统 电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控
制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器
F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨
胀比变化规律[P6=P3*f (πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制
压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均
为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统 为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油
泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。
起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥
表面加温。
技术数据
最大加力推力(daN)
WS6 12220
WS6G 13830
中间推力(daN)
WS6 7130
WS6G 8385
WS6甲 10169
加力耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 2.3045
WS6G 2.338
中间耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 0.6342
WS6G 0.7850
WS6甲 0.6000
推重比
WS6 5.93
WS6G 7.05
WS6甲 4.69
空气流量(kg/s)
WS6 155.0
WS6G 151.2
WS6甲 274.5
涵道比
WS6 1.0
WS6G 0.633
WS6甲 1.74
总增压比
WS6 14.60
WS6G 17.50
WS6甲 19.72
涡轮进口温度(℃)
WS6 1077
WS6G 1207
WS6甲 1107
最大直径(mm)
WS6 1370
WS6G 1370
WS6甲 1460
长度(mm)
WS6 5645
WS6G 4654
WS6甲 3080
质量(kg)
WS6 2100
WS6G 2000
WS6甲 2210WS6涡扇发动机结构
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：12220～13830daN；加力：12220～13830daN
现 状 完成飞行前规定试车后，停止研制
产 量 截至1983年，共生产10台试验机
用 途 涡扇6 歼击机
涡扇6G 歼击机
涡扇6甲 运输机
研制情况
1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
结构和系统
进 气 口 轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。
风 扇 3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，
压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承
着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供
回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强
刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣 位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支
板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装
有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣
固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定
着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高 压
压 气 机 11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为
9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算
转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面
内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级
转子的材料为耐热合金GX8。
燃 烧 室 环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接
点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分
为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮 2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮
机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1
级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。
低压涡轮 2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构
成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导
向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材
料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。
加 力
燃 烧 室 平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构
的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径
向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保
证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾 喷 管 简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统 电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控
制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器
F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨
胀比变化规律[P6=P3*f (πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制
压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均
为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统 为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油
泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。
起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥
表面加温。
技术数据
最大加力推力(daN)
WS6 12220
WS6G 13830
中间推力(daN)
WS6 7130
WS6G 8385
WS6甲 10169
加力耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 2.3045
WS6G 2.338
中间耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 0.6342
WS6G 0.7850
WS6甲 0.6000
推重比
WS6 5.93
WS6G 7.05
WS6甲 4.69
空气流量(kg/s)
WS6 155.0
WS6G 151.2
WS6甲 274.5
涵道比
WS6 1.0
WS6G 0.633
WS6甲 1.74
总增压比
WS6 14.60
WS6G 17.50
WS6甲 19.72
涡轮进口温度(℃)
WS6 1077
WS6G 1207
WS6甲 1107
最大直径(mm)
WS6 1370
WS6G 1370
WS6甲 1460
长度(mm)
WS6 5645
WS6G 4654
WS6甲 3080
质量(kg)
WS6 2100
WS6G 2000
WS6甲 2210
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：12220～13830daN；加力：12220～13830daN
现 状 完成飞行前规定试车后，停止研制
产 量 截至1983年，共生产10台试验机
用 途 涡扇6 歼击机
涡扇6G 歼击机
涡扇6甲 运输机
研制情况
1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
结构和系统
进 气 口 轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。
风 扇 3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，
压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承
着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供
回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强
刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣 位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支
板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装
有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣
固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定
着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高 压
压 气 机 11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为
9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算
转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面
内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级
转子的材料为耐热合金GX8。
燃 烧 室 环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接
点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分
为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮 2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮
机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1
级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。
低压涡轮 2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构
成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导
向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材
料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。
加 力
燃 烧 室 平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构
的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径
向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保
证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾 喷 管 简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统 电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控
制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器
F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨
胀比变化规律[P6=P3*f (πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制
压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均
为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统 为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油
泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。
起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥
表面加温。
技术数据
最大加力推力(daN)
WS6 12220
WS6G 13830
中间推力(daN)
WS6 7130
WS6G 8385
WS6甲 10169
加力耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 2.3045
WS6G 2.338
中间耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 0.6342
WS6G 0.7850
WS6甲 0.6000
推重比
WS6 5.93
WS6G 7.05
WS6甲 4.69
空气流量(kg/s)
WS6 155.0
WS6G 151.2
WS6甲 274.5
涵道比
WS6 1.0
WS6G 0.633
WS6甲 1.74
总增压比
WS6 14.60
WS6G 17.50
WS6甲 19.72
涡轮进口温度(℃)
WS6 1077
WS6G 1207
WS6甲 1107
最大直径(mm)
WS6 1370
WS6G 1370
WS6甲 1460
长度(mm)
WS6 5645
WS6G 4654
WS6甲 3080
质量(kg)
WS6 2100
WS6G 2000
WS6甲 2210WS6涡扇发动机结构
结构形式 双转子加力式
推力范围 加力：12220～13830daN；加力：12220～13830daN
现 状 完成飞行前规定试车后，停止研制
产 量 截至1983年，共生产10台试验机
用 途 涡扇6 歼击机
涡扇6G 歼击机
涡扇6甲 运输机
研制情况
1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年，在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。
1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。
结构和系统
进 气 口 轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。
风 扇 3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，
压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承
着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供
回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强
刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣 位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支
板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装
有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣
固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定
着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高 压
压 气 机 11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为
9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算
转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面
内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级
转子的材料为耐热合金GX8。
燃 烧 室 环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接
点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分
为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮 2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮
机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1
级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。
低压涡轮 2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构
成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导
向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材
料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。
加 力
燃 烧 室 平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构
的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径
向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保
证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾 喷 管 简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统 电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控
制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器
F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨
胀比变化规律[P6=P3*f (πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制
压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均
为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统 为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油
泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。
起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥
表面加温。
技术数据
最大加力推力(daN)
WS6 12220
WS6G 13830
中间推力(daN)
WS6 7130
WS6G 8385
WS6甲 10169
加力耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 2.3045
WS6G 2.338
中间耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 0.6342
WS6G 0.7850
WS6甲 0.6000
推重比
WS6 5.93
WS6G 7.05
WS6甲 4.69
空气流量(kg/s)
WS6 155.0
WS6G 151.2
WS6甲 274.5
涵道比
WS6 1.0
WS6G 0.633
WS6甲 1.74
总增压比
WS6 14.60
WS6G 17.50
WS6甲 19.72
涡轮进口温度(℃)
WS6 1077
WS6G 1207
WS6甲 1107
最大直径(mm)
WS6 1370
WS6G 1370
WS6甲 1460
长度(mm)
WS6 5645
WS6G 4654
WS6甲 3080
质量(kg)
WS6 2100
WS6G 2000
WS6甲 2210
这么好的发动机丢了多可惜啊！！！
该还一定要还
WS6，中国航空的大悲剧 ，很多人为之付出了一生中最宝贵的青春。
1980年推重比提高到7.0了,如果不下马改进到90年代又会达到多少？
1980年，涡扇6开始进入性能摸底试验阶段，试验中所得到的最大推力、耗油率均达到或超过了设计指标，1981年进行了加力燃烧室试验，发动机加力推力达到了123.5千牛，达到了加力状态的设计性能。1973年，由于歼-9飞机的设计指标进行了修改，性能有了进一步的提升（达到了双2.5，即升限2.5万米，速度2.5马赫），加之为满足1976年上马的歼-13飞机的研制需要，1980年又拟定了对涡扇6发动机的改型方案，即涡扇6G。改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下，将发动机的最大推力增加到138.2千牛，最大推力提高到83.3千牛，推重比提高到7.0，性能比涡扇6有了很大的提高，并且在可靠性、维护性及耗油率方面保持不变。1982年2月，首台涡扇6G进行了地面试验，实测其最大推力和加力推力均达到预期指标，可以进行实机飞行试验，为其进一步发展铺平了道路。
然而，在80代初期，由于空军装备体制发生变化，歼-9和强-6飞机计划相继下马，作为其配套动力的涡扇6失去了使用对象。1983年7月，涡扇6发动机的研制工作全部中止，1984年初，研制计划被取消。
这一种性能优秀且很有发展前途的涡扇发动机再次被取消研制，使我国又一次与涡扇发动机失之交臂，再次错过了缩短与世界先进水平差距的机会。
1980年，涡扇6开始进入性能摸底试验阶段，试验中所得到的最大推力、耗油率均达到或超过了设计指标，1981年进行了加力燃烧室试验，发动机加力推力达到了123.5千牛，达到了加力状态的设计性能。1973年，由于歼-9飞机的设计指标进行了修改，性能有了进一步的提升（达到了双2.5，即升限2.5万米，速度2.5马赫），加之为满足1976年上马的歼-13飞机的研制需要，1980年又拟定了对涡扇6发动机的改型方案，即涡扇6G。改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下，将发动机的最大推力增加到138.2千牛，最大推力提高到83.3千牛，推重比提高到7.0，性能比涡扇6有了很大的提高，并且在可靠性、维护性及耗油率方面保持不变。1982年2月，首台涡扇6G进行了地面试验，实测其最大推力和加力推力均达到预期指标，可以进行实机飞行试验，为其进一步发展铺平了道路。
然而，在80代初期，由于空军装备体制发生变化，歼-9和强-6飞机计划相继下马，作为其配套动力的涡扇6失去了使用对象。1983年7月，涡扇6发动机的研制工作全部中止，1984年初，研制计划被取消。
这一种性能优秀且很有发展前途的涡扇发动机再次被取消研制，使我国又一次与涡扇发动机失之交臂，再次错过了缩短与世界先进水平差距的机会。
heluo 发表于 2011-3-4 04:51 
纸上先进，寿命和可靠性均不可用
纸上先进，寿命和可靠性均不可用楼上的说这个话有什么根据没有？
WS6是我国发动机的一次有益的尝试，也是航空业的一大杯具！
chuhaikou 发表于 2011-3-4 10:36
一直蹲实验室里就是证据
一直蹲实验室里就是证据
LCA的指标也很先进
回复 8# jjiilly
发动机性能不先进不杯具，发动机存在缺陷也不杯具
因为这些问题放弃研发，自甘落后，这才杯具
发动机性能不先进不杯具，发动机存在缺陷也不杯具
因为这些问题放弃研发，自甘落后，这才杯具
纸上先进，寿命和可靠性均不可用
f22 发表于 2011-3-4 08:50
这世上不管怎样的天才，如果打一出生就被人活活掐死，那日后的寿命和可靠性没人会看得到的。
我觉得说别人没用之前，最好自己先拿出个比人家有用的才有意义。
纸上先进，寿命和可靠性均不可用
f22 发表于 2011-3-4 08:50
这世上不管怎样的天才，如果打一出生就被人活活掐死，那日后的寿命和可靠性没人会看得到的。
我觉得说别人没用之前，最好自己先拿出个比人家有用的才有意义。
jiandingzhe 发表于 2011-3-5 00:13
那你认为，有LCA的印度先进，还是没LCA的印度先进?
那你认为，有LCA的印度先进，还是没LCA的印度先进?
heluo 发表于 2011-3-5 14:55 战场文集第一卷有述及WS6的问题
战场文集第一卷有述及WS6的问题据说WS6现在冷眼回顾，其技术方案有缺陷；
要达到其目标性能，必须大幅度提高涡前温度，而这个要求会使寿命大打折扣；
要满足基本寿命指标，就需要极好的材料和工艺，这个恰恰超出了中国当时的技术能力（而且超出了几十年）；
所以，尽管夭折的最主要原因仍然是“一机一发”的错误航发研制思路（及其导致的整机与发动机互扯后腿、常常同归于尽）和“为经济建设让路”的时代大背景，其技术上的缺陷（该缺陷的出现是正常合理的，根源在于预研的缺失、经验的匮乏和基础工业的薄弱）也不容忽视。
当然，这仍然是中国航发历史上的一次伟大的尝试和进展，是封闭年代完全自行研制的最接近成功、指标最高的涡轮风扇发动机，让无数土鳖军迷、航空迷魂牵梦绕，和Y-10并列为最悲情的陨落传奇。
据说WS6现在冷眼回顾，其技术方案有缺陷；
要达到其目标性能，必须大幅度提高涡前温度，而这个要求会使寿命大打折扣；
要满足基本寿命指标，就需要极好的材料和工艺，这个恰恰超出了中国当时的技术能力（而且超出了几十年）；
所以，尽管夭折的最主要原因仍然是“一机一发”的错误航发研制思路（及其导致的整机与发动机互扯后腿、常常同归于尽）和“为经济建设让路”的时代大背景，其技术上的缺陷（该缺陷的出现是正常合理的，根源在于预研的缺失、经验的匮乏和基础工业的薄弱）也不容忽视。
当然，这仍然是中国航发历史上的一次伟大的尝试和进展，是封闭年代完全自行研制的最接近成功、指标最高的涡轮风扇发动机，让无数土鳖军迷、航空迷魂牵梦绕，和Y-10并列为最悲情的陨落传奇。
f22 发表于 2011-3-5 15:19
战场文集可以作为论据？超大贵宾的水平都是这样的？
战场文集可以作为论据？超大贵宾的水平都是这样的？
f22 发表于 2011-3-5 15:19
我N久没来cjdby了，不知这战场文集是什么?
我N久没来cjdby了，不知这战场文集是什么?
WS-6是无本之木，难立！当年缺乏核心机预研等基础工作，所以基础不牢靠，即便没有当初文蛤十年，国力得以支撑WS-6等大项目，能够继续往下走，也一定会遇到很多因为基础研究不扎实造成的技术难题，最后还得绕回出发点补基础研究的课，把课补够补足了，重新审视最初的设计思路，进行必要的修正后再前进，过程会很漫长，如果80年是个节点的话，起码也得有个15~20年方能成熟（前提是保持足够的投入和信任支持）。如果WS-6项目能够继续下去的话，那么最终定型的必然和WS-6最初的设想有较大偏离。
HKC可以说，没继续下去真是杯具;BKC可以说坚持下来了，也就是另一个昆仑，还是杯具。[:a1:]
回复 18# 酒后胡言
忽悠，接着忽悠！
WS-6是文蛤上马研制成功，丐蛤下马自毁长城功亏一篑，到底是哪个造成“基础不牢”和“国力不济” ？
忽悠，接着忽悠！
WS-6是文蛤上马研制成功，丐蛤下马自毁长城功亏一篑，到底是哪个造成“基础不牢”和“国力不济” ？
回复 19# kyts
这个跟当年妖魔工人农民“干多干少一个样”的论调有异曲同工之妙！
这个跟当年妖魔工人农民“干多干少一个样”的论调有异曲同工之妙！
heluo 发表于 2011-3-7 07:29
我真服了你了，那能算研制成功？！
我真服了你了，那能算研制成功？！
chuhaikou 发表于 2011-3-5 19:17 关于WS6的问题,几年前老右曾在虚幻与某炮楼大战几百贴,我的看法有我获知的渠道,后来离子鱼在战场文集发文,从他的渠道印证老右所知是正确的.
关于WS6的问题,几年前老右曾在虚幻与某炮楼大战几百贴,我的看法有我获知的渠道,后来离子鱼在战场文集发文,从他的渠道印证老右所知是正确的.酒后胡言 发表于 2011-3-7 08:18
研制出来了，并且达到了当初的设计指标，这不叫研制成功，那什么才叫成功？！
研制出来了，并且达到了当初的设计指标，这不叫研制成功，那什么才叫成功？！
heluo 发表于 2011-3-7 10:04
研制成功是能使用，能定型，涡扇六在下马时还蹲在试验室里，这叫研制成功？
研制成功是能使用，能定型，涡扇六在下马时还蹲在试验室里，这叫研制成功？
回复 23# f22
几千个高智商的科研人员辛苦干20年都赶不上你和某鱼拍一下脑袋啊
几千个高智商的科研人员辛苦干20年都赶不上你和某鱼拍一下脑袋啊
回复 f22
几千个高智商的科研人员辛苦干20年都赶不上你和某鱼拍一下脑袋啊
chuhaikou 发表于 2011-3-7 15:28
空军和航空工业高层去外面转一圈,看看人家的发动机,四个人半顿饭就拆下来了,再半顿饭就分解成单元体了,换下坏的单元体,重新装好,再装回去...光这可维护性咱们就落后一大截,咱们要十几个人干几个小时才拆下来...
回复 f22如果路子不对,别说几千人,就是几亿人干也是白搭,WS6就是起个吃螃蟹的作用,尝个鲜就行,真硬要吞下去...
几千个高智商的科研人员辛苦干20年都赶不上你和某鱼拍一下脑袋啊
chuhaikou 发表于 2011-3-7 15:28
空军和航空工业高层去外面转一圈,看看人家的发动机,四个人半顿饭就拆下来了,再半顿饭就分解成单元体了,换下坏的单元体,重新装好,再装回去...光这可维护性咱们就落后一大截,咱们要十几个人干几个小时才拆下来...
回复 27# f22
某人的孩子被推井里去了，你就是那个在旁边证明推的好的人。而且你用的是弱智的论点：这孩子先天体质弱，长不好的，早死早超生。我看就算是那个推的人都不会感谢你，领你的情。
某人的孩子被推井里去了，你就是那个在旁边证明推的好的人。而且你用的是弱智的论点：这孩子先天体质弱，长不好的，早死早超生。我看就算是那个推的人都不会感谢你，领你的情。
chuhaikou 发表于 2011-3-7 15:35 推下去的正是专家们,WS6继续下去就要占用WS10的人员,而且也要九十年代初也才能用,150小时试车暴露的问题已表明在原有设计上是达不到寿命和空军对可维护性和可靠性的要求的,当J9都下马时,再钻WS6的牛角尖是愚蠢的
推下去的正是专家们,WS6继续下去就要占用WS10的人员,而且也要九十年代初也才能用,150小时试车暴露的问题已表明在原有设计上是达不到寿命和空军对可维护性和可靠性的要求的,当J9都下马时,再钻WS6的牛角尖是愚蠢的不要用孩子来煽情。孩子是人，享有各种权利，某些人想玩万物有灵论？
发动机就是一工具，搞出来要能用，好用，不是供欣赏用的艺术品或者供膜拜用的神像。
不要用孩子来煽情。孩子是人，享有各种权利，某些人想玩万物有灵论？
发动机就是一工具，搞出来要能用，好用，不是供欣赏用的艺术品或者供膜拜用的神像。
回复 29# f22
我劝你歇歇吧，不要用更多的谎言去掩盖已经暴露的谎言了。
6停了，没事干了，队伍快散了，才上马的14，你说是不是呢，你是不知道呢，还是故意编造刚才这个新的谎言呢？
再编下去，就涉及人 p问题了。
回复 29# f22
我劝你歇歇吧，不要用更多的谎言去掩盖已经暴露的谎言了。
6停了，没事干了，队伍快散了，才上马的14，你说是不是呢，你是不知道呢，还是故意编造刚才这个新的谎言呢？
再编下去，就涉及人 p问题了。
J9和WS6在炮楼里就是神器,全是收了外国回扣的邓出卖的
回复 32# f22
你又编造了这样一个恶毒的谎言，居心何在呢？
你又编造了这样一个恶毒的谎言，居心何在呢？
chuhaikou 发表于 2011-3-7 15:47 14是哪年上的?10是哪年上的?队伍怎么散了?到底散了没有?散了怎么搞出的FWS14和FWS10?
说到底,不就是没散嘛?那还费什么口舌?用14来保队伍也是正确的,14有装机对象,14才开始10又上了
14是哪年上的?10是哪年上的?队伍怎么散了?到底散了没有?散了怎么搞出的FWS14和FWS10?说到底,不就是没散嘛?那还费什么口舌?用14来保队伍也是正确的,14有装机对象,14才开始10又上了
回复 32# f22
他们除了煽情，然后喊几句“人有多大胆地有多大产”的口号还会干什么？
真让他们回到那个年代勒紧裤腰带，他们三天都受不了。
他们除了煽情，然后喊几句“人有多大胆地有多大产”的口号还会干什么？
真让他们回到那个年代勒紧裤腰带，他们三天都受不了。
chuhaikou 发表于 2011-3-7 15:50 你可以去问一下以前泡虚幻的，大约都知道老右跟炮楼和太阳的那段恩怨
你可以去问一下以前泡虚幻的，大约都知道老右跟炮楼和太阳的那段恩怨回复 34# f22
车轱辘话继续绕啊，这才绕了2圈，你就不知道自己在说什么了吧？
车轱辘话继续绕啊，这才绕了2圈，你就不知道自己在说什么了吧？
f22 发表于 2011-3-4 08:50
典型的大跃进项目，基本上不考虑工程实现的可能，286英明之处在这里可见一斑。当年留下来的，基本都实现，放弃的现在也实现了大半，还是那句话，舍得难啊
典型的大跃进项目，基本上不考虑工程实现的可能，286英明之处在这里可见一斑。当年留下来的，基本都实现，放弃的现在也实现了大半，还是那句话，舍得难啊
gxjy 发表于 2011-3-7 13:15
对，对，做好一道菜，就差拼盘上桌不叫成功。故意把它砸碎了，还踩上几脚叫大家20年都没得吃才叫成功？好强的逻辑。
对，对，做好一道菜，就差拼盘上桌不叫成功。故意把它砸碎了，还踩上几脚叫大家20年都没得吃才叫成功？好强的逻辑。
f22 发表于 2011-3-7 15:30
什么路子不对，哪个跟你说的?
你当那些参与研制的工作者都是白痴?
你那拆发动机的故事，是真是假姑且不论，就当真的又如何，难道有差距不是再接再励继续研制改进迎头追赶，而是自暴自弃下岗歇菜自毁前程?
什么路子不对，哪个跟你说的?
你当那些参与研制的工作者都是白痴?
你那拆发动机的故事，是真是假姑且不论，就当真的又如何，难道有差距不是再接再励继续研制改进迎头追赶，而是自暴自弃下岗歇菜自毁前程?