看不惯某些人胡说，试贴枭龙之心（不完全版）

ps：版面较乱，不知道是否排版正确，因为都是从百度得到的，篇幅不同，时间不同，试着整合了一下，希望da兄和maya兄原谅。呵呵。
枭龙之心:国产军用涡喷发动机发展揭秘

　上篇：山重水复
　　20世纪80年代的中华大地百废待兴，人民空军的装备技术水平已经远远落后于世界——歼6早已不能满足新一代主战装备的要求，而歼7也在缓慢改进之中，即使是当时国内引以自傲的歼8战斗机也远远不是F一16和F一15的对手。而就此时国内的军用航空动力装置来看，也是两手空空。面对巴基斯坦提出的歼7大改要求，中国有什么发动机可以满足需要呢?
　　当家花旦——涡喷7
　　该型发动机的仿制原型是前苏联的P—11F一300。P一11是前苏联图曼斯基设计局50年代前期研制的双转子加力涡喷发动机，也是前苏联第一种采用双转子结构的发动机。该型发动机从1953年开始研制，1956年投入生产，压气机平均级压比达1.438，是当时世界上最高的，也是目前同类发动机最高的。为满足前线超音速歼击机要求发动机推重比高的特点，设计时采用了中等流量、低总压比、高涡轮进口温度和加力温度。为减轻重量，所有机匣均为钢制薄壁构件，并大量采用了焊接工艺。
　　P一11主要型别有P一11-300、P一11F、P一11s。上世纪50年代末60年代初，中国开始引进米格一21，为其配套的P一11F一300发动机也一并引进，国内编号涡喷7。但由于材料原因，中国仿制的涡喷7一直无法达到前苏联原装P—11F一300的性能水平。60年代中后期，歼8计划已经启动，提高P一11F一300的推力以作为新机动力成为横亘在中国航空动力人面前的一道难关。当时北京航空材料研究院专家容科提出了一个大胆的想法：要增大发动机推力必须提高涡轮前温度，而提高涡轮前温度的关键在解决涡轮叶片的耐高温问题，其最佳途径就是将当时的涡轮实心叶片改为空心叶片，用强制冷却提高叶片耐高温性能。随后，容科会同沈阳发动机厂总工程华明、中国科学院沈阳金属所所长李熏和设计室主任师昌绪一起制定了设计方案，并在一年内研制成功9孔成型精确的高温铸造合金空心叶片。
　　当时能够研制空心铸造叶片的只有美国，中国是世界上第二个掌握这一技术的国家，后来英国用了8年的时间才研制成功。就当时中国的科研能力而言，这的确是了不起的壮举，以至若干年后英国罗•罗公司的总师胡克看到我国自行研制的空心叶片时，不无感慨地说：“单凭看到这一成就，我就没白来中国一趟。”1966年9月，第一台份铸造空心叶片研制成功，随后用此叶片装配出第一台涡喷7甲发动机并试车成功。该发动机加力推力相比原有型号提高11%，耗油率降低14%。1968年6月，涡喷7甲通过50d,时长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷7甲配装歼8通过首飞考核。1970年，涡喷7甲转至黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000小时，地面和高空占整机试验2500d~时，飞行试验1000多架次，发动机累计运转2200小时。涡喷7甲的01批由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50d,时；03批由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100小时；05批在03批基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200小时。
　　为满足歼7改型的需要，1965年沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙，该型号01批的性能与涡喷7甲相同。1969年，涡喷7乙转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加以改进。涡喷7乙于1979年8月正式定型，首翻期100小时，总寿命300小时。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200小时和300小时，总寿命为600小时和900小时。
　　与仿制原型相比，涡喷7系列发动机的不加力推力增加十分明显，这对提高巡航速度起到了显著效果，推比也有一定增加，涡前温度大幅提高，重量则并没有发生明显变化，但就增压比而言还是过低。这也和涡喷7系列发动机的压气机级数少有关，其压气机总级数为6级：3级低压、3级高压。涡喷7系列虽然取得了巨大的进步，但与世界航空发动机的发展相比还是落后很多。

技术突破——涡喷13
　　上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格一21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格一21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。
　　涡喷13主要在涡喷7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量、扩大了发动机的稳定工作裕度。而且在压气机部件上应用了钛合金，减轻发动机重量；各部件、系统的结构也有所改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。
　　从结构上看，相比涡喷7系列，涡喷13的高压压气机增加2级，压比也增加到9；依然采用环管形燃烧室，相比当时流行的环形燃烧室落后不少；在涡轮叶片上采用比较先进的无余量精铸工艺，材料为定向凝固合金；加力燃烧室的火焰稳定器采用高歌教授提出的沙丘驻涡技术。可以说涡喷13代表了当时中国航空发动机制造的最高技术，但相比美俄采用的单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘等技术而言还是落后不少。
　　之后，黎阳公司又在涡喷13的基础上改进研制了涡喷13B系列发动机。该发动机的研制始于1991年，1995年进行性能摸底试车，当时达到的加力推力为68.65千牛(7吨)，不加力推力达到47.56千牛(4.859吨)，整机重量为1.28吨。1996年春节过后，涡喷13B发动机在高空台用了2个月的时间进行10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，1999年被军方列为重点型号，2002年6月16日进行全寿命考核长期试车，2003年定型 涡喷13B已经发展出数个改进型号：涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤.涡喷13FⅡ为适应性单发改型，1997年8月顺利通过地面试车，1998年6月8日配装歼7FS首飞。从性能来看，该型发动机最大状态推力提高了14.3%，加力推力提高了8_3%，推重比提高了8.3%，发动机最大耗油率保持或低于原型发动机，加力l状态耗油率与原型发动机相比降低4.5%。 应该说涡喷13B的推力指标还是不错的，但问题在于推比还是过低，实际推比也就在6左右，油耗也难以满足超7对大航程的需求。
　　跨越颠峰——涡喷14
　　1984年，沈阳航空发动机研究所为了满足歼7和歼8系列战机改进型号对发动机推力增长的要求，开始研制涡喷14发动机，这是中国人独立研制航空发动机的开始。1986年沈阳航空发动机研究所完成验证机阶段工作，转入型号研制。在研制过程中，作为中国第一款贯彻国军标的发动机，沈阳航空发动机研究所为涡喷14发动机付出了辛勤的努力和劳作。该型发动机1993年开始装机试飞，并于2002年定型，代号“昆仑”。“昆仑”发动机的研制成功对于中国航空动力来说是一次跨越，正是因为有了它，中国才能成为世界发动机生产大国的五强之一。可以说“昆仑”发动机是中国航空动力一块坚实的地基。
　　涡喷14“昆仑”发动机选用了涡喷13发动机的3级低压压气机和缩小的“斯贝”发动机前7级高压压气机的叶片造型。另外，根据涡扇6以及涡喷15等发动机的经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件。研制初期，高低压压气机的不匹配成为最大的一道难关，最后设计出新的第四级低压压气机才解决了这个问题。研制过程中，高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，在1987底至1998年初的试车中，就出现了类似问题。由于“昆仑”发动机在国内首次采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却涡轮叶片技术以及气膜冷却技术，之前虽然有这方面的研究基础，但还没有工程应用经验。断裂故障的发生就是由于叶片根部壁厚超差、气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成。原因找到后，运用改进创新工艺、严格控制操作规程和无损检测等措施，使这一重大技术难题得到圆满解决。经过5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好无损。此后通过大量考核，证明故障原因分析正确、排故措施有效，终于摘下这颗“王冠上的明珠”。
　　进入空中试飞后，随着试验环境的改变、试验项目的增加和试验难度的不断加大，以及对发动机研制规律认识方面的不足，发动机先后出现了管路渗漏油、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大，又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高空小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。
　　与此同时，研制人员还按国军标的要求作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温试验、输油管路着火试验、吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻。不少试验在我国是首次进行，甚至连试验设备都没有，只能先从设计试验设备入手，接着制造、调试，有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后，要进行试验，但国内尚没有掌握试验技术，国外则严格保密，在资料上不可能查到，还要进行试验技术的研究。有的试验开始前就要经过2～3年的先期准备，所以原型机研制时间就比较长。就拿滑油中断试验来说，国军标的要求是最高转速时滑油中断30秒，发动机不出现任何损坏，而实际要做到这点是相当难的。俄罗斯AL一31F发动机也只能做到中断17秒，最终我国的研制人员还是成功了。
　　1997年底在高空大马赫数试飞中，“昆仑”发动机出现喘振停车故障。总部机关成立以发动机总师严成忠为组长的联合攻关组。严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定进气道的工作状态，计算出进气道与发动机的调整量。在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本质和原因，并提出了具体排故措施，但部分同志有疑虑。为了尽快统一认识，决定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。1998年新年前夕，严成忠飞回沈阳。他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要3个月，结果只用了18天。
　　虽然“昆仑”发动机的研制最终胜利完成，但18年的研制过程太长了。就80年代的超7战斗机而言，选用“昆仑”发动机显然可望而不可及。即使时至今日，考虑到涡喷发动机的耗油率问题，“昆仑”发动机还是无法满足要求。对发动机的急迫需求，使中国航空人的眼光瞄向了国外。
  欧洲发动机的选择
　　“美丽的法兰西女郎啊!你是我魂牵梦萦的情人，多少次梦中的牵手啊!终究是没有结果的爱情……”
或许很多人以为这是首情歌，其实不然，这正描述了1990年中后期到2000年前后，我国FC一1战斗机与法国斯奈克玛公司M88系列发动机的一段缘分。
　　90年代中后期，西方开始对中国进行部分解禁。所谓的禁运在此时随着中国实力的日渐强大，其实已经成为了一层窗户纸，欧洲国家和中国进行半公开的军事合作和军民两用技术交流已经成为众人皆知的秘密。别的不说，当时对禁运最为坚决的美国，此时也在背地里和中国做着或明或暗的交流。期间，法国就正式向中国推销“阵风”的动力——M88系列发动机。
　　法国M88发动机是法国自阿塔系列和M53系列之后研制的新一代发动机动力。与以前的发动机不同的是，斯耐克玛这次一改过去单转子系列的老面孔，采用了双转子结构。双轴结构带来的好处是涵道比可以适当加大，加力比加大(所谓加力比就是加力推力和不加力推力的比值)，结构也得以加强，防喘振能力得到加强，喘振裕度加大。研制过程中斯奈克玛还借鉴了CFM56发动机研制的经验，期间还通过特殊手段获得了F101核心机GE9的技术。
　　M88—2的涡前温度相当高，达到了1850K，但其压比并不算高。有消息说M88—2风扇的压比和设计基本上就是F404的翻版(F404风扇压比在3.55，总压比除以风扇压比就是高压压气机压比)。如果是这样的话，其高压压气机的压比就应在6.857左右，级压比大致在1.378，只比F404稍好。M88—3的空气流量略低于F414，就单位推力来看大致在129.17左右；而F414应在130.4。就其加力推力来看，也略低于F414。可以说正是在压气机设计上的无奈，才导致M88系列发动机采用了较高的涡前温度(要知道俄罗斯推比10的第四代发动机AL一41F涡前温度也只有1850K)。但是别忘了AL-41F是大推力发动机，而且推重比也远高于M88系列。大推和中推在推比相同的情况下，往往是大推要采用更高的涡前温度才能保证相同的推比。而M88作为中推，涡前温度和AL41F相同，推比远不如后者，推力也相差甚远。毫无疑问，压气机的预研不够是M88的致命伤。
　　当然，相比第三代发动机来说M88是相当好的，但类比于其它第四代发动机，无疑是后进者。别的不说，美国渐改的F414就能超过M88。这正反映了美国和法国在发动机研制方面的差距。不过瑕不掩瑜，作为第四代发动机的代表，M88相比RD一33要好得多了。当时俄罗斯正处于窘迫的困境之中，其想达成RD-33交易的急迫心情可想而知。为了尽快换取急需的硬通货，俄罗斯向中国采取了倾销的方针。由于法国货的高昂价格，M88在我们指尖滑过。虽然“枭龙”和M88是有缘无份，但斯奈克玛与中国的合作却一直在持续下去，涡扇13发动机背后也有着法国发动机的影子。
　　无论是F414和M88都是相当不错的发动机，但笔者以为如果不考虑其他不可知的因素，就现在世界上最好的中推来看，选择EJ200无疑是最佳方案。
EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机(EFA现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗•罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200机研制的欧洲喷气涡轮公司在慕尼黑注册。1988年11月签啊机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650小时，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。
在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外特别强调高的可靠性、耐久性和维修性以及低的寿命期费用。采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗•罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术，为E1200打下技术基础。
　　从3级风扇的4.0压比来看，EJ200的风扇技术十分先进(美国F119的风扇压比也只不过4.0)。虽然F119的风扇直径远大于EJ200，两者压比相同并不说明前者风扇技术与EJ200相同，但毕竟在转速不变的情况下，加大风扇直径带来的后果是叶尖切线马赫数(顾名思义，就是压气机转动时，动叶叶片末端切线的速度。一般情况下叶尖切线马赫数不能过大，过大容易造成叶片失速，可能造成喘振。当然现在也在研制超过叶尖切线马赫数超过1的压气机叶片，叶片直径越大，在转速相同的情况下叶尖切线马赫数就越大)的加大。
　　EJ200风扇的4.O压比也是现役中等推力发动机鲜见的。其5级高压压气机级数也是第四代发动机中仅见的。相比M88，EJ200的压气机级数少了一级，但总压比要高于前者；涡前温度低于M88的情况下，推比反而更大，重量也轻了很多。EJ200的背后反映了英国罗•罗公司的深厚功力和德国MTU的涡轮技术，同时较低的涡前温度可以得到更好的寿命。高的级压比反映了罗•罗对喘振裕度的自信和先进的压气机技术。就涵道比来看还是比较适中的，较低的涵道比获得了比较好的单位迎风面积推力(涵道比低的情况下，截面积就比较小，随之而来的是阻力减小，单位迎风面积推力增大)，有利于减阻和水平加速，并有提高水平飞行速度和机动性的作用。
试想一下，如果“枭龙”装上EJ200，那1.8马赫的速度将不是梦想，而更快的加速性和更强的机动性能意味着在格斗中将获得更大的主动。另外，EJ200的加大推力型最大推力能达到120千牛，推比超过10。
如果能装上该型号，那“枭龙”的性能更会迈进一大步。从加力耗油率来看，EJ200的加力耗油率极低。如此低的加力耗油率，在加力涡扇中是十分少见的，甚至于F119的涵道比取值更低的情况下，也没有得到如此低的加力耗油率。笔者除了对制造商工艺的感叹，别无他想。而低的加力耗油率意味着开加力时能带比较少的油、开加力更长的时间，这对增加截击和持续加速时间是有相当好处的。巴基斯坦当初为FC一1选用发动机的时候也考虑过EJ200，但价格因素和技术上对中国的限制挡住了EJ200进入中国的大门。“台风”的动力最终也没有成为“枭龙”的选择。
　　时光荏苒，往事悠悠。而今，“枭龙”早已配装RD一93发动机实现了首飞，国产涡扇13发动机也在跃跃欲试，盼望着一飞冲天。回顾“枭龙”动力走过的历程，事实证明，我们需要外来的帮助，但如果把所有希望都寄托在外来帮助上，那最后很可能的结果是失望大于希望。只有立足于自主创新，同时又不放弃合作的努力，中国航空工业才能真正屹立于世界航空强国之林，中国的战鹰才能飞得更高更远，中国的天空才能有永久的和平和安宁!ps：版面较乱，不知道是否排版正确，因为都是从百度得到的，篇幅不同，时间不同，试着整合了一下，希望da兄和maya兄原谅。呵呵。
枭龙之心:国产军用涡喷发动机发展揭秘

　上篇：山重水复
　　20世纪80年代的中华大地百废待兴，人民空军的装备技术水平已经远远落后于世界——歼6早已不能满足新一代主战装备的要求，而歼7也在缓慢改进之中，即使是当时国内引以自傲的歼8战斗机也远远不是F一16和F一15的对手。而就此时国内的军用航空动力装置来看，也是两手空空。面对巴基斯坦提出的歼7大改要求，中国有什么发动机可以满足需要呢?
　　当家花旦——涡喷7
　　该型发动机的仿制原型是前苏联的P—11F一300。P一11是前苏联图曼斯基设计局50年代前期研制的双转子加力涡喷发动机，也是前苏联第一种采用双转子结构的发动机。该型发动机从1953年开始研制，1956年投入生产，压气机平均级压比达1.438，是当时世界上最高的，也是目前同类发动机最高的。为满足前线超音速歼击机要求发动机推重比高的特点，设计时采用了中等流量、低总压比、高涡轮进口温度和加力温度。为减轻重量，所有机匣均为钢制薄壁构件，并大量采用了焊接工艺。
　　P一11主要型别有P一11-300、P一11F、P一11s。上世纪50年代末60年代初，中国开始引进米格一21，为其配套的P一11F一300发动机也一并引进，国内编号涡喷7。但由于材料原因，中国仿制的涡喷7一直无法达到前苏联原装P—11F一300的性能水平。60年代中后期，歼8计划已经启动，提高P一11F一300的推力以作为新机动力成为横亘在中国航空动力人面前的一道难关。当时北京航空材料研究院专家容科提出了一个大胆的想法：要增大发动机推力必须提高涡轮前温度，而提高涡轮前温度的关键在解决涡轮叶片的耐高温问题，其最佳途径就是将当时的涡轮实心叶片改为空心叶片，用强制冷却提高叶片耐高温性能。随后，容科会同沈阳发动机厂总工程华明、中国科学院沈阳金属所所长李熏和设计室主任师昌绪一起制定了设计方案，并在一年内研制成功9孔成型精确的高温铸造合金空心叶片。
　　当时能够研制空心铸造叶片的只有美国，中国是世界上第二个掌握这一技术的国家，后来英国用了8年的时间才研制成功。就当时中国的科研能力而言，这的确是了不起的壮举，以至若干年后英国罗•罗公司的总师胡克看到我国自行研制的空心叶片时，不无感慨地说：“单凭看到这一成就，我就没白来中国一趟。”1966年9月，第一台份铸造空心叶片研制成功，随后用此叶片装配出第一台涡喷7甲发动机并试车成功。该发动机加力推力相比原有型号提高11%，耗油率降低14%。1968年6月，涡喷7甲通过50d,时长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷7甲配装歼8通过首飞考核。1970年，涡喷7甲转至黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000小时，地面和高空占整机试验2500d~时，飞行试验1000多架次，发动机累计运转2200小时。涡喷7甲的01批由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50d,时；03批由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100小时；05批在03批基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200小时。
　　为满足歼7改型的需要，1965年沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙，该型号01批的性能与涡喷7甲相同。1969年，涡喷7乙转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加以改进。涡喷7乙于1979年8月正式定型，首翻期100小时，总寿命300小时。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200小时和300小时，总寿命为600小时和900小时。
　　与仿制原型相比，涡喷7系列发动机的不加力推力增加十分明显，这对提高巡航速度起到了显著效果，推比也有一定增加，涡前温度大幅提高，重量则并没有发生明显变化，但就增压比而言还是过低。这也和涡喷7系列发动机的压气机级数少有关，其压气机总级数为6级：3级低压、3级高压。涡喷7系列虽然取得了巨大的进步，但与世界航空发动机的发展相比还是落后很多。

技术突破——涡喷13
　　上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格一21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格一21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。
　　涡喷13主要在涡喷7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量、扩大了发动机的稳定工作裕度。而且在压气机部件上应用了钛合金，减轻发动机重量；各部件、系统的结构也有所改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。
　　从结构上看，相比涡喷7系列，涡喷13的高压压气机增加2级，压比也增加到9；依然采用环管形燃烧室，相比当时流行的环形燃烧室落后不少；在涡轮叶片上采用比较先进的无余量精铸工艺，材料为定向凝固合金；加力燃烧室的火焰稳定器采用高歌教授提出的沙丘驻涡技术。可以说涡喷13代表了当时中国航空发动机制造的最高技术，但相比美俄采用的单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘等技术而言还是落后不少。
　　之后，黎阳公司又在涡喷13的基础上改进研制了涡喷13B系列发动机。该发动机的研制始于1991年，1995年进行性能摸底试车，当时达到的加力推力为68.65千牛(7吨)，不加力推力达到47.56千牛(4.859吨)，整机重量为1.28吨。1996年春节过后，涡喷13B发动机在高空台用了2个月的时间进行10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，1999年被军方列为重点型号，2002年6月16日进行全寿命考核长期试车，2003年定型 涡喷13B已经发展出数个改进型号：涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤.涡喷13FⅡ为适应性单发改型，1997年8月顺利通过地面试车，1998年6月8日配装歼7FS首飞。从性能来看，该型发动机最大状态推力提高了14.3%，加力推力提高了8_3%，推重比提高了8.3%，发动机最大耗油率保持或低于原型发动机，加力l状态耗油率与原型发动机相比降低4.5%。 应该说涡喷13B的推力指标还是不错的，但问题在于推比还是过低，实际推比也就在6左右，油耗也难以满足超7对大航程的需求。
　　跨越颠峰——涡喷14
　　1984年，沈阳航空发动机研究所为了满足歼7和歼8系列战机改进型号对发动机推力增长的要求，开始研制涡喷14发动机，这是中国人独立研制航空发动机的开始。1986年沈阳航空发动机研究所完成验证机阶段工作，转入型号研制。在研制过程中，作为中国第一款贯彻国军标的发动机，沈阳航空发动机研究所为涡喷14发动机付出了辛勤的努力和劳作。该型发动机1993年开始装机试飞，并于2002年定型，代号“昆仑”。“昆仑”发动机的研制成功对于中国航空动力来说是一次跨越，正是因为有了它，中国才能成为世界发动机生产大国的五强之一。可以说“昆仑”发动机是中国航空动力一块坚实的地基。
　　涡喷14“昆仑”发动机选用了涡喷13发动机的3级低压压气机和缩小的“斯贝”发动机前7级高压压气机的叶片造型。另外，根据涡扇6以及涡喷15等发动机的经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件。研制初期，高低压压气机的不匹配成为最大的一道难关，最后设计出新的第四级低压压气机才解决了这个问题。研制过程中，高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，在1987底至1998年初的试车中，就出现了类似问题。由于“昆仑”发动机在国内首次采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却涡轮叶片技术以及气膜冷却技术，之前虽然有这方面的研究基础，但还没有工程应用经验。断裂故障的发生就是由于叶片根部壁厚超差、气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成。原因找到后，运用改进创新工艺、严格控制操作规程和无损检测等措施，使这一重大技术难题得到圆满解决。经过5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好无损。此后通过大量考核，证明故障原因分析正确、排故措施有效，终于摘下这颗“王冠上的明珠”。
　　进入空中试飞后，随着试验环境的改变、试验项目的增加和试验难度的不断加大，以及对发动机研制规律认识方面的不足，发动机先后出现了管路渗漏油、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大，又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高空小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。
　　与此同时，研制人员还按国军标的要求作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温试验、输油管路着火试验、吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻。不少试验在我国是首次进行，甚至连试验设备都没有，只能先从设计试验设备入手，接着制造、调试，有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后，要进行试验，但国内尚没有掌握试验技术，国外则严格保密，在资料上不可能查到，还要进行试验技术的研究。有的试验开始前就要经过2～3年的先期准备，所以原型机研制时间就比较长。就拿滑油中断试验来说，国军标的要求是最高转速时滑油中断30秒，发动机不出现任何损坏，而实际要做到这点是相当难的。俄罗斯AL一31F发动机也只能做到中断17秒，最终我国的研制人员还是成功了。
　　1997年底在高空大马赫数试飞中，“昆仑”发动机出现喘振停车故障。总部机关成立以发动机总师严成忠为组长的联合攻关组。严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定进气道的工作状态，计算出进气道与发动机的调整量。在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本质和原因，并提出了具体排故措施，但部分同志有疑虑。为了尽快统一认识，决定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。1998年新年前夕，严成忠飞回沈阳。他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要3个月，结果只用了18天。
　　虽然“昆仑”发动机的研制最终胜利完成，但18年的研制过程太长了。就80年代的超7战斗机而言，选用“昆仑”发动机显然可望而不可及。即使时至今日，考虑到涡喷发动机的耗油率问题，“昆仑”发动机还是无法满足要求。对发动机的急迫需求，使中国航空人的眼光瞄向了国外。
  欧洲发动机的选择
　　“美丽的法兰西女郎啊!你是我魂牵梦萦的情人，多少次梦中的牵手啊!终究是没有结果的爱情……”
或许很多人以为这是首情歌，其实不然，这正描述了1990年中后期到2000年前后，我国FC一1战斗机与法国斯奈克玛公司M88系列发动机的一段缘分。
　　90年代中后期，西方开始对中国进行部分解禁。所谓的禁运在此时随着中国实力的日渐强大，其实已经成为了一层窗户纸，欧洲国家和中国进行半公开的军事合作和军民两用技术交流已经成为众人皆知的秘密。别的不说，当时对禁运最为坚决的美国，此时也在背地里和中国做着或明或暗的交流。期间，法国就正式向中国推销“阵风”的动力——M88系列发动机。
　　法国M88发动机是法国自阿塔系列和M53系列之后研制的新一代发动机动力。与以前的发动机不同的是，斯耐克玛这次一改过去单转子系列的老面孔，采用了双转子结构。双轴结构带来的好处是涵道比可以适当加大，加力比加大(所谓加力比就是加力推力和不加力推力的比值)，结构也得以加强，防喘振能力得到加强，喘振裕度加大。研制过程中斯奈克玛还借鉴了CFM56发动机研制的经验，期间还通过特殊手段获得了F101核心机GE9的技术。
　　M88—2的涡前温度相当高，达到了1850K，但其压比并不算高。有消息说M88—2风扇的压比和设计基本上就是F404的翻版(F404风扇压比在3.55，总压比除以风扇压比就是高压压气机压比)。如果是这样的话，其高压压气机的压比就应在6.857左右，级压比大致在1.378，只比F404稍好。M88—3的空气流量略低于F414，就单位推力来看大致在129.17左右；而F414应在130.4。就其加力推力来看，也略低于F414。可以说正是在压气机设计上的无奈，才导致M88系列发动机采用了较高的涡前温度(要知道俄罗斯推比10的第四代发动机AL一41F涡前温度也只有1850K)。但是别忘了AL-41F是大推力发动机，而且推重比也远高于M88系列。大推和中推在推比相同的情况下，往往是大推要采用更高的涡前温度才能保证相同的推比。而M88作为中推，涡前温度和AL41F相同，推比远不如后者，推力也相差甚远。毫无疑问，压气机的预研不够是M88的致命伤。
　　当然，相比第三代发动机来说M88是相当好的，但类比于其它第四代发动机，无疑是后进者。别的不说，美国渐改的F414就能超过M88。这正反映了美国和法国在发动机研制方面的差距。不过瑕不掩瑜，作为第四代发动机的代表，M88相比RD一33要好得多了。当时俄罗斯正处于窘迫的困境之中，其想达成RD-33交易的急迫心情可想而知。为了尽快换取急需的硬通货，俄罗斯向中国采取了倾销的方针。由于法国货的高昂价格，M88在我们指尖滑过。虽然“枭龙”和M88是有缘无份，但斯奈克玛与中国的合作却一直在持续下去，涡扇13发动机背后也有着法国发动机的影子。
　　无论是F414和M88都是相当不错的发动机，但笔者以为如果不考虑其他不可知的因素，就现在世界上最好的中推来看，选择EJ200无疑是最佳方案。
EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机(EFA现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗•罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%21%和13%。1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。1986年12月，负责EJ200机研制的欧洲喷气涡轮公司在慕尼黑注册。1988年11月签啊机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。1989年12月，三台设计验证机共积累运转650小时，达到设计验证机要求。1991年10月EJ200原型机首次运转。
在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外特别强调高的可靠性、耐久性和维修性以及低的寿命期费用。采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。在开始执行EJ200研制计划之前英国罗•罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术，为E1200打下技术基础。
　　从3级风扇的4.0压比来看，EJ200的风扇技术十分先进(美国F119的风扇压比也只不过4.0)。虽然F119的风扇直径远大于EJ200，两者压比相同并不说明前者风扇技术与EJ200相同，但毕竟在转速不变的情况下，加大风扇直径带来的后果是叶尖切线马赫数(顾名思义，就是压气机转动时，动叶叶片末端切线的速度。一般情况下叶尖切线马赫数不能过大，过大容易造成叶片失速，可能造成喘振。当然现在也在研制超过叶尖切线马赫数超过1的压气机叶片，叶片直径越大，在转速相同的情况下叶尖切线马赫数就越大)的加大。
　　EJ200风扇的4.O压比也是现役中等推力发动机鲜见的。其5级高压压气机级数也是第四代发动机中仅见的。相比M88，EJ200的压气机级数少了一级，但总压比要高于前者；涡前温度低于M88的情况下，推比反而更大，重量也轻了很多。EJ200的背后反映了英国罗•罗公司的深厚功力和德国MTU的涡轮技术，同时较低的涡前温度可以得到更好的寿命。高的级压比反映了罗•罗对喘振裕度的自信和先进的压气机技术。就涵道比来看还是比较适中的，较低的涵道比获得了比较好的单位迎风面积推力(涵道比低的情况下，截面积就比较小，随之而来的是阻力减小，单位迎风面积推力增大)，有利于减阻和水平加速，并有提高水平飞行速度和机动性的作用。
试想一下，如果“枭龙”装上EJ200，那1.8马赫的速度将不是梦想，而更快的加速性和更强的机动性能意味着在格斗中将获得更大的主动。另外，EJ200的加大推力型最大推力能达到120千牛，推比超过10。
如果能装上该型号，那“枭龙”的性能更会迈进一大步。从加力耗油率来看，EJ200的加力耗油率极低。如此低的加力耗油率，在加力涡扇中是十分少见的，甚至于F119的涵道比取值更低的情况下，也没有得到如此低的加力耗油率。笔者除了对制造商工艺的感叹，别无他想。而低的加力耗油率意味着开加力时能带比较少的油、开加力更长的时间，这对增加截击和持续加速时间是有相当好处的。巴基斯坦当初为FC一1选用发动机的时候也考虑过EJ200，但价格因素和技术上对中国的限制挡住了EJ200进入中国的大门。“台风”的动力最终也没有成为“枭龙”的选择。
　　时光荏苒，往事悠悠。而今，“枭龙”早已配装RD一93发动机实现了首飞，国产涡扇13发动机也在跃跃欲试，盼望着一飞冲天。回顾“枭龙”动力走过的历程，事实证明，我们需要外来的帮助，但如果把所有希望都寄托在外来帮助上，那最后很可能的结果是失望大于希望。只有立足于自主创新，同时又不放弃合作的努力，中国航空工业才能真正屹立于世界航空强国之林，中国的战鹰才能飞得更高更远，中国的天空才能有永久的和平和安宁!