全面介绍涡扇9“秦岭”涡扇发动机的最新性能以及MK205,M ...

中国航空发动机-WS9　



牌　　号　涡扇9

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　中国

厂　　商　西安航空发动机公司

生产现状　现进行全国产化的批生产

装机对象　歼击轰炸机

研制情况

涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。


英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。

1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。 按计划，当时应该接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使涡扇9国产化进度拖后，1983年

才取得初步进展。压缩机叶片的铸造技术到1988年才得以突破。90年代初期，随着飞豹研制工作的展开，涡扇9的全面国产化工作也提到议事日程上来，95年11月，部分国产化的涡扇9通过150小时试车，此时涡扇9的国产化率已达到70％，仍有部分零件不能生产。1999 年下半年，涡扇9发动机全面国产化工作启动，西安航空发动机厂先后攻克无余量精锻(精铸)工艺，数字式电子控制系统等一系列难关，西航集团公司仅用了20 天时间就完成了发动机的装配，在成功进行了两次冷运转后，于2000年底一次点火成功，随即开始的150小时工艺试车于2001年圆满结束，试车检验结果表明各项性能技术指标均达到要求，涡扇9被重新命名为秦岭发动机，2002年6月1日上午，凝聚着西航航空人无数心血和汗水的秦岭发动机首飞成功。

在2003年7月17日，国产化涡扇9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。实现全国产的涡扇9被命名为“秦岭”
2007年12月28日，凝聚着中国几代航空人心血与汗水的“秦岭”发动机通过生产定型，标志着我国航空发动机研制跨入一个新的阶段。


WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。

结构和系统



进 气 口　位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵。

风　　扇　5级轴流式，风扇增压比为2.77。转子100%转速为9115r/min。A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1～5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5 级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。第2～4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2～5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。

高　　压

压 气 机　12级轴流式，增压比为7.24。转子100%转速为12640r/min。不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1～12级静子叶片均用不锈钢制成(进口导流叶片和第1～11级为S/SNV，第12 级为S/SJ2)。高压进口导流叶片可调。高压压气机转子为鼓盘式结构，第1～8级转子叶片材料为钛合金(其中第1～5级为T/AV，第6～8级为T/SZ)，第9～12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2～12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。

高　　压

压 气 机　前轴用S/HBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。第1～6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造，第7～11级盘用S/SAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2～12级盘均为发夹形结构。高压压气机设置放气机构，用以防喘。

燃 烧 室　环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钴高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2，整体式结构。

高压涡轮 2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形榫头与盘联接。第1级导叶材料为钴基高温合金HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。1、2级涡轮盘均由N901高温合金制成，高压涡轮轴用S/CMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。

低压涡轮　2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金，均用无余量精铸而成。第1级转子叶片材料为镍基合金N105，第2级转子叶片为镍基合金N80A。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。低压涡轮轴承采用弹性支承结构。

加　　力

燃 烧 室　在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。

尾 喷 管　超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。


控制系统　以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。

燃油系统　使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系统中，采用RLB-4低压燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB-1，出口燃油压力为4140～8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT-18。加力燃油系统中，使用RQB-1加力燃油流量调节器和RT-19加力点火燃油控制器。

滑油系统　使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。

起动系统　使用DQ-23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1.0454。

点火系统　使用DHQ-13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2.5J。

附 面 层
控制系统　从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%)，通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层，进行增升(力)，并改善飞机起降时的操纵性。

空气系统　一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。

支承系统　发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1-2-1支承形式，高压转子采取1-2-0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。

技术数据

最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　9126

最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　5449～5583


中间推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　　　4993

最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　4602

最大加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　　　 2.04

最大不加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　 　0.693

推重比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 5.05

空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　　　　　 89.4～96.2

涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 0.62

总增压比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 20.0

涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　　　　　 1167

最大直径(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　1093

长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　　　　　　　　 5205

　　　　(喷口面积最小时)　　　　　　　　　　　 5061

质量(kg)(不包括飞机附件)　　　　　　　　　　　 1842

中国航空发动机-WS9　



牌　　号　涡扇9

用　　途　军用涡扇发动机

类　　型　涡轮风扇发动机

国　　家　中国

厂　　商　西安航空发动机公司

生产现状　现进行全国产化的批生产

装机对象　歼击轰炸机

研制情况

涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。


英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。

1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。 按计划，当时应该接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使涡扇9国产化进度拖后，1983年

才取得初步进展。压缩机叶片的铸造技术到1988年才得以突破。90年代初期，随着飞豹研制工作的展开，涡扇9的全面国产化工作也提到议事日程上来，95年11月，部分国产化的涡扇9通过150小时试车，此时涡扇9的国产化率已达到70％，仍有部分零件不能生产。1999 年下半年，涡扇9发动机全面国产化工作启动，西安航空发动机厂先后攻克无余量精锻(精铸)工艺，数字式电子控制系统等一系列难关，西航集团公司仅用了20 天时间就完成了发动机的装配，在成功进行了两次冷运转后，于2000年底一次点火成功，随即开始的150小时工艺试车于2001年圆满结束，试车检验结果表明各项性能技术指标均达到要求，涡扇9被重新命名为秦岭发动机，2002年6月1日上午，凝聚着西航航空人无数心血和汗水的秦岭发动机首飞成功。

在2003年7月17日，国产化涡扇9终于通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。实现全国产的涡扇9被命名为“秦岭”
2007年12月28日，凝聚着中国几代航空人心血与汗水的“秦岭”发动机通过生产定型，标志着我国航空发动机研制跨入一个新的阶段。


WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。

结构和系统



进 气 口　位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵。

风　　扇　5级轴流式，风扇增压比为2.77。转子100%转速为9115r/min。A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1～5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5 级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。第2～4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2～5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。

高　　压

压 气 机　12级轴流式，增压比为7.24。转子100%转速为12640r/min。不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1～12级静子叶片均用不锈钢制成(进口导流叶片和第1～11级为S/SNV，第12 级为S/SJ2)。高压进口导流叶片可调。高压压气机转子为鼓盘式结构，第1～8级转子叶片材料为钛合金(其中第1～5级为T/AV，第6～8级为T/SZ)，第9～12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2～12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。

高　　压

压 气 机　前轴用S/HBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。第1～6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造，第7～11级盘用S/SAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2～12级盘均为发夹形结构。高压压气机设置放气机构，用以防喘。

燃 烧 室　环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钴高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2，整体式结构。

高压涡轮 2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形榫头与盘联接。第1级导叶材料为钴基高温合金HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。1、2级涡轮盘均由N901高温合金制成，高压涡轮轴用S/CMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。

低压涡轮　2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金，均用无余量精铸而成。第1级转子叶片材料为镍基合金N105，第2级转子叶片为镍基合金N80A。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。低压涡轮轴承采用弹性支承结构。

加　　力

燃 烧 室　在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。

尾 喷 管　超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。


控制系统　以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。

燃油系统　使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系统中，采用RLB-4低压燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB-1，出口燃油压力为4140～8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT-18。加力燃油系统中，使用RQB-1加力燃油流量调节器和RT-19加力点火燃油控制器。

滑油系统　使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。

起动系统　使用DQ-23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1.0454。

点火系统　使用DHQ-13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2.5J。

附 面 层
控制系统　从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%)，通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层，进行增升(力)，并改善飞机起降时的操纵性。

空气系统　一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。

支承系统　发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1-2-1支承形式，高压转子采取1-2-0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。

技术数据

最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　9126

最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　5449～5583


中间推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　　　4993

最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　4602

最大加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　　　 2.04

最大不加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　 　0.693

推重比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 5.05

空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　　　　　 89.4～96.2

涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 0.62

总增压比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 20.0

涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　　　　　 1167

最大直径(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　1093

长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　　　　　　　　 5205

　　　　(喷口面积最小时)　　　　　　　　　　　 5061

质量(kg)(不包括飞机附件)　　　　　　　　　　　 1842