FC-1"枭龙"的国产发动机--“泰山”横空出世了即将设 ...

有一个良好的发展平台,螺旋式的逐步发展.

涡扇13，又叫“泰山”，乃中等推力的涡扇发动机。





WS-13“泰山”涡扇发动机是为满足出口FC-1而研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。原来在发动机项目开始的时候,代号为“天山--21”,后来，一航正式决定赋予内部编号为WS-13,研制时代号为“泰山”.










　　对于巴基斯坦来说，JF-17雷电战机用俄罗斯的RD-93发动机是一个噩梦。JF-17雷电战机的RD-93发动机依然不牢靠，印度装备相当数量的米格-29战机,一旦接受俄制米格-35战机，印度将施加很大的压力，来阻止俄方向中国出售用于JF-17战机的RD-93发动机。印度的126架战机全球大采购计划，吸引俄方的米格-35积极参与竞标活动。印度方面已经从俄方获得RD-33发动机的生产许可。RD-93发动机的售后服务体系,还有RD-93发动机的大修方面,巴基斯坦的JF-17雷电战机用俄罗斯的RD-93发动机,能得到俄罗斯的售后服务么?不能啊.







之所以巴基斯坦签署研制S-7／FC-1飞机合同，说明国内必有一款与RD-93类似的发动机，这就是624所的中推发动机验证机。只不过为了缩短研制时间和最大限度的减少研制风险，是参照了中推验证机的设计方案，在RD-93的基础上半研制半测绘仿制设计的。

其实FC-1从开始就计划使用国产发动机，RD-93不过是试验机、预量产机阶段的临时用品，其测绘半仿制工作早已经展开。整个生产计划500多台的发动机订单，我们可不会轻易交给别人的。













有很多人认为“泰山”就是RD-93的仿制品，而国内的权威刊物则称该发动机是中推核心机的发展型，但笔者认为“泰山”既不可能是仿制品，要知道“克里莫夫”并没有直接转让全部RD-93发动机的生产技术，也不可能就是简单的来自中推核心机，它极有可能是参照了中推验证机的设计方案，在RD-93的基础上研制出来的，在取得RD-33/93的设计资料和设计图纸的基础上，在保持外廓尺寸和各零部件的尺寸参数与RD-93的基础上，用中推核心机技术的对RD-93进行改进设计，相当于93的大改型号，基本保留了93核心机设计，同时通过各种渠道和方式，购买了RD-93的关键生产设备和制造工艺，特别是整套引进了粉末冶金的高压涡轮盘和单晶涡轮叶片的生产设备和制造工艺。




在研制过程中，大量的利用中推验证机技术来改造RD-93的发动机，主要是重新设计了三级风扇，在RD-93的设计基础上，改进高压压气机的设计，同时减少了2级高压压气机，但7级高压压气机的压缩比与RD-93的9级高压压气机几乎一样，对RD-93的加力燃烧室和尾喷管的结构设计做了进一步改进。采用RD-93的燃烧室和高压涡轮盘以及单晶涡轮叶片，并未做改动。所以“泰山”发动机的大部分零部件可以直接利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研的。











涡扇13““泰山”发动机是根据中国一航的总体部署，按照“共同投资、共同发展、共担风险、共享利益”的四共原则研制的中等推力双轴涡扇发动机.为了按期完成该发动机研制，中国一航组织了十分雄厚的科技力量。中国燃气涡轮研究院和贵州黎阳设计所共为为总设计师单位,贵州黎阳航空发动机公司为主承制厂并建设一条生产线，西安发动机(集团)有限公司为主要协同单位.主设计指导思想：在充分利用RD-93发动机的零部件的基础上，结合中推验证机的设计方案和国内航空科研生产的具体情况，研制“泰山”中等推力的涡扇发动机。
















1998年初，对RD-33发动机进行系统的“技术摸透”工作。其深远意义在于为测绘仿制或自行设计先进的发动机打下一个坚实牢固的基础。“技术摸透”的步骤，首先是根据仿制需要，摸清主要的生产技术问题，包括技术关键和材料；其次是仿制，通过必要的试验研究，摸透其设计思想、设计方法和技术特点。在对RD-33发动机的“技术摸透”中，主要组织完成了RD-33的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作.进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计，试制与试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。 在此阶段,上级拨给的研究经费少的可怜,不过得到巴基斯坦方面的大力支持,并给于了一定的研究经费.










全面研制工作于2002年10月中旬开始,2002年10月中旬～2004年3月完成发动机各零部件的试制工作及试验。2005年上半年，型号核心机首次点火试验,对核心机进行了大量的地面和高空性能试验,对可靠性与耐久性方面的进行大量试验,大幅度的提高热端部件寿命,为此在整机试验前安排了包括风扇和高压压气机的各部件和匹配试验、燃烧室、涡轮、加力燃烧室等部件试验，以及转子动力学等技术支持性试验。目的是通过这些措施最大限度避免设计错误引起的反复，从而缩短研制周期，降低研制风 险。2006年初，原型机首次点火成功，并首次运转并开始地面台架试车。试飞前规定试验于2007年6月完成, 于2007年6月底,在FC-1上进行首飞,定于2009年年底前，完成设计定型试验。由于FC-1没有得到空军及国家赋予的正式编号，所以为其研制的发动机也没有国家的正式编号，所以原一航赋予的代号为“泰山”.可能以后编号为WS-13,




增加进口导流叶片设计，风扇是采用中推核心机(验证机)和高推预研中的风扇研究

成果设计的一种3级结构的风扇。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显著提高，压比为3.2；后两级采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏,在RD-33的高压压气机的基础上结合中推核心机的高压压气机,将RD-33的九级高压压气机改为7级高压压气机,采用RD-93的燃烧室和高压涡轮盘以及单晶涡轮叶片等组件，并未做改动 ，对RD-93的加力燃烧室和尾喷管的结构设计做了进一步改进，改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量,提高使用寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本,发动机由10个单元体组成.在研制中，大量的应用该所过去的中推核心机(验证机)以及高推预研中所取得一系列先进技术成果.










结构和系统 发动机由10个单元体组成




进 气 口　环形。带16个可调进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰.




风扇 3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为焊接成整体的叶盘结构。增压比约为3.2。3级静子和转子均为三维流设计.




高压压气机 7级轴流式。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计.带进口导流叶片，零～二级静叶可调。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静叶为可调叶片，增压比7.86。前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，第 3～ 5级盘由镍基高温合金制成，将盘和叶片用电子束焊焊为一体的整体叶盘结构。第6级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用长螺栓前与5级盘 连在一起 所有共3级的榫头均为环形燕尾槽式榫头. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 前段为钛合金,后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。




燃 烧 室　短环形, 燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。两个点火装置。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 系直接采用“RD-33”发动机的设计方案和零部件，几乎原封不动。







高压涡轮　单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行主动叶尖间隙控制。系直接采用“RD-33”发动机的设计方案和零部件，几乎原封不动。







低压涡轮　 单级轴流式，带冠。空心气冷转子叶片，转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。








加力燃烧室　系 “RD-33”发动机的设计方案改进而来，




尾 喷 管　收敛－扩张型。由“RD-33”发动机的改进而来。




控制系统 双通道全权数字电子控制系统（FADEC），按风扇转速和

核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。







技术数据




最大加力推力(daN)　　　　 8637





中间推力(daN)　　　　　 5675




巡航推力 (daN) 51.2




加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.02




中间状态耗油率(kg/daN/h)　　　　 0.73




巡航推力耗油率(kg/daN/h) 0.65




推重比　　　　　　　　　 8.1 (按国际上/美国标准计算)




空气流量(kg/s)　　　　　 80




涵道比　　　　　　　　　 0.382




总增压比　　　　　　　　 23




涡轮进口温度(K)　　　　 1650




最大直径(mm)　　　　　　 1020




长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　 4140





交付使用重量(kg)　　　　 　1111.2




大修间隔 810小时




总寿命为 2200小时有一个良好的发展平台,螺旋式的逐步发展.

涡扇13，又叫“泰山”，乃中等推力的涡扇发动机。





WS-13“泰山”涡扇发动机是为满足出口FC-1而研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。原来在发动机项目开始的时候,代号为“天山--21”,后来，一航正式决定赋予内部编号为WS-13,研制时代号为“泰山”.










　　对于巴基斯坦来说，JF-17雷电战机用俄罗斯的RD-93发动机是一个噩梦。JF-17雷电战机的RD-93发动机依然不牢靠，印度装备相当数量的米格-29战机,一旦接受俄制米格-35战机，印度将施加很大的压力，来阻止俄方向中国出售用于JF-17战机的RD-93发动机。印度的126架战机全球大采购计划，吸引俄方的米格-35积极参与竞标活动。印度方面已经从俄方获得RD-33发动机的生产许可。RD-93发动机的售后服务体系,还有RD-93发动机的大修方面,巴基斯坦的JF-17雷电战机用俄罗斯的RD-93发动机,能得到俄罗斯的售后服务么?不能啊.







之所以巴基斯坦签署研制S-7／FC-1飞机合同，说明国内必有一款与RD-93类似的发动机，这就是624所的中推发动机验证机。只不过为了缩短研制时间和最大限度的减少研制风险，是参照了中推验证机的设计方案，在RD-93的基础上半研制半测绘仿制设计的。

其实FC-1从开始就计划使用国产发动机，RD-93不过是试验机、预量产机阶段的临时用品，其测绘半仿制工作早已经展开。整个生产计划500多台的发动机订单，我们可不会轻易交给别人的。













有很多人认为“泰山”就是RD-93的仿制品，而国内的权威刊物则称该发动机是中推核心机的发展型，但笔者认为“泰山”既不可能是仿制品，要知道“克里莫夫”并没有直接转让全部RD-93发动机的生产技术，也不可能就是简单的来自中推核心机，它极有可能是参照了中推验证机的设计方案，在RD-93的基础上研制出来的，在取得RD-33/93的设计资料和设计图纸的基础上，在保持外廓尺寸和各零部件的尺寸参数与RD-93的基础上，用中推核心机技术的对RD-93进行改进设计，相当于93的大改型号，基本保留了93核心机设计，同时通过各种渠道和方式，购买了RD-93的关键生产设备和制造工艺，特别是整套引进了粉末冶金的高压涡轮盘和单晶涡轮叶片的生产设备和制造工艺。




在研制过程中，大量的利用中推验证机技术来改造RD-93的发动机，主要是重新设计了三级风扇，在RD-93的设计基础上，改进高压压气机的设计，同时减少了2级高压压气机，但7级高压压气机的压缩比与RD-93的9级高压压气机几乎一样，对RD-93的加力燃烧室和尾喷管的结构设计做了进一步改进。采用RD-93的燃烧室和高压涡轮盘以及单晶涡轮叶片，并未做改动。所以“泰山”发动机的大部分零部件可以直接利用RD-33的，部分只需略加改良，小部分是新研的。











涡扇13““泰山”发动机是根据中国一航的总体部署，按照“共同投资、共同发展、共担风险、共享利益”的四共原则研制的中等推力双轴涡扇发动机.为了按期完成该发动机研制，中国一航组织了十分雄厚的科技力量。中国燃气涡轮研究院和贵州黎阳设计所共为为总设计师单位,贵州黎阳航空发动机公司为主承制厂并建设一条生产线，西安发动机(集团)有限公司为主要协同单位.主设计指导思想：在充分利用RD-93发动机的零部件的基础上，结合中推验证机的设计方案和国内航空科研生产的具体情况，研制“泰山”中等推力的涡扇发动机。
















1998年初，对RD-33发动机进行系统的“技术摸透”工作。其深远意义在于为测绘仿制或自行设计先进的发动机打下一个坚实牢固的基础。“技术摸透”的步骤，首先是根据仿制需要，摸清主要的生产技术问题，包括技术关键和材料；其次是仿制，通过必要的试验研究，摸透其设计思想、设计方法和技术特点。在对RD-33发动机的“技术摸透”中，主要组织完成了RD-33的高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作.进行理论方法、计算方法和试验方法的探索研究；以突破先进部件关键技术为主，重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程设计，试制与试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测绘仿制中，大胆倡导采用了航空动力许多前沿设计技术成果和大量应用新材料、新工艺，从而突破了120余项关键技术。 在此阶段,上级拨给的研究经费少的可怜,不过得到巴基斯坦方面的大力支持,并给于了一定的研究经费.










全面研制工作于2002年10月中旬开始,2002年10月中旬～2004年3月完成发动机各零部件的试制工作及试验。2005年上半年，型号核心机首次点火试验,对核心机进行了大量的地面和高空性能试验,对可靠性与耐久性方面的进行大量试验,大幅度的提高热端部件寿命,为此在整机试验前安排了包括风扇和高压压气机的各部件和匹配试验、燃烧室、涡轮、加力燃烧室等部件试验，以及转子动力学等技术支持性试验。目的是通过这些措施最大限度避免设计错误引起的反复，从而缩短研制周期，降低研制风 险。2006年初，原型机首次点火成功，并首次运转并开始地面台架试车。试飞前规定试验于2007年6月完成, 于2007年6月底,在FC-1上进行首飞,定于2009年年底前，完成设计定型试验。由于FC-1没有得到空军及国家赋予的正式编号，所以为其研制的发动机也没有国家的正式编号，所以原一航赋予的代号为“泰山”.可能以后编号为WS-13,




增加进口导流叶片设计，风扇是采用中推核心机(验证机)和高推预研中的风扇研究

成果设计的一种3级结构的风扇。由于运用三维计算流体力学进行设计，风扇效率显著提高，压比为3.2；后两级采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中，简化了结构，减少了零件数，减轻了重量，减少了泄漏,在RD-33的高压压气机的基础上结合中推核心机的高压压气机,将RD-33的九级高压压气机改为7级高压压气机,采用RD-93的燃烧室和高压涡轮盘以及单晶涡轮叶片等组件，并未做改动 ，对RD-93的加力燃烧室和尾喷管的结构设计做了进一步改进，改进了冷却技术和重新设计了部分结构设计，使结构更简单，减轻了重量,提高使用寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本,发动机由10个单元体组成.在研制中，大量的应用该所过去的中推核心机(验证机)以及高推预研中所取得一系列先进技术成果.










结构和系统 发动机由10个单元体组成




进 气 口　环形。带16个可调进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空气防冰.




风扇 3级轴流式。第1级风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为焊接成整体的叶盘结构。增压比约为3.2。3级静子和转子均为三维流设计.




高压压气机 7级轴流式。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计.带进口导流叶片，零～二级静叶可调。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静叶为可调叶片，增压比7.86。前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，第 3～ 5级盘由镍基高温合金制成，将盘和叶片用电子束焊焊为一体的整体叶盘结构。第6级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用长螺栓前与5级盘 连在一起 所有共3级的榫头均为环形燕尾槽式榫头. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 前段为钛合金,后段为钢。设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。




燃 烧 室　短环形, 燃油经20个双锥喷嘴和20个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。两个点火装置。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 系直接采用“RD-33”发动机的设计方案和零部件，几乎原封不动。







高压涡轮　单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式。转子叶片和导向器叶片材料均为单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行主动叶尖间隙控制。系直接采用“RD-33”发动机的设计方案和零部件，几乎原封不动。







低压涡轮　 单级轴流式，带冠。空心气冷转子叶片，转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。








加力燃烧室　系 “RD-33”发动机的设计方案改进而来，




尾 喷 管　收敛－扩张型。由“RD-33”发动机的改进而来。




控制系统 双通道全权数字电子控制系统（FADEC），按风扇转速和

核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。







技术数据




最大加力推力(daN)　　　　 8637





中间推力(daN)　　　　　 5675




巡航推力 (daN) 51.2




加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.02




中间状态耗油率(kg/daN/h)　　　　 0.73




巡航推力耗油率(kg/daN/h) 0.65




推重比　　　　　　　　　 8.1 (按国际上/美国标准计算)




空气流量(kg/s)　　　　　 80




涵道比　　　　　　　　　 0.382




总增压比　　　　　　　　 23




涡轮进口温度(K)　　　　 1650




最大直径(mm)　　　　　　 1020




长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　 4140





交付使用重量(kg)　　　　 　1111.2




大修间隔 810小时




总寿命为 2200小时