J-10A的发动机是“唐古拉”涡扇发动机 ZT

涡扇12(WS12) （中国航空信息中心

牌号涡扇12
命名 “唐古拉”发动机
用途
军用涡扇发动机
类型
涡轮风扇喷气发动机
国家中国
总设计师

江和甫

研制单位
中国燃气涡轮研究院

厂商
成都发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司
装机对象
J-10A
J-10M(出口型)
J-10的DSI型验证机
其实WS-10A就是WS-12,WS-12一直掩藏在WS-10A编号里, WS-10就是“太行”发动机
WS-12称为“唐古拉”发动机,发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE　(F110的性能改进型)
1996年，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景的预研项目——某新型涡扇发动机关键技术预研工作,测绘仿制AL-31F的核心机,组织完成了AL-31F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设计和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200余项关键技术。
1998年初,发动机总公司在624所召开预研汇报会，正式决定开展WS-12核心机的研制和验证机的方案论证工作。作为J10的后续动力及出口型。上级要求“WS-12”发动机的研制要全面贯彻新的国军标GJB241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和全面贯彻发动机结构完整性大纲。同时决定将WS-12的研制分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制与核心机研制、验证机和原型机的研制。至此WS-12正式立项研制，这是我国首次遵循“基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制”这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作，因此可以说是具有里程碑式的意义！全面研制工作于1998年末开始.(所以中推于1997年获准开展整机验证机研制，于1999年因经费原因被迫中止。其实为FWS12让路下马,而不是WS10发动机或因经费原因)

WS-12的研制分为三个阶段实：第一阶段：1999年初～2002年末完成完成了三大核心部件的修改、完善以及核心机的工程设计和试制,并进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究，2001年5月核心机首次试验,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,

第二阶段：2002年末－2003年第三季度,完成了验证机设计与验证, 第三阶段： 2003年国庆节后～2006年11月为原型机研制, 2004年5月原型机首次运转并开始地面台架试车,并且

加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用,试飞前规定试验于2006年11月完成, 于2006年末,在J10上进行首飞,定于2009年第二季度完成设计定型试验。于2010年第四季度完成生产定型试验.
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级整体叶盘结构的风扇。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；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,等比例的测绘仿制AL-31F的核心机,同时大量的融入了中推?诵幕案咄萍苹兴〉玫募际醭晒?强化了可靠性及耐久性, 在测绘仿制AL-31F的高压压气机的基础上结合中推核心机的高压压气机,将AL-31F的九级高压压气机改为七级高压压气机, 　　加力燃烧室和尾喷管从“太行”发动机的设计方案衍生而来，并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,提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本,为适应J10的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改。(其实“太行”发动机的加力燃烧室和尾喷管也采用了AL-31F的技术) ；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
七级轴流式。,钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣,转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,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[虚电子束焊焊为一体，。第3～5级盘由镍基高温合金制成，同样用电子束[焊焊为一体。第6～7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7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?帧Ｉ栌锌滋揭强祝靡怨鄄熳雍推渌考?br />
燃烧室　短环形,

燃油经22个双锥喷嘴和22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[虚幻。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却.
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叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计，由涡轮转子、导向[虚器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。 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 “太行”发动机的设计方案衍生而来，火焰稳定器由3圈“V”形火焰稳定器与12根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。
尾喷管　收敛－扩张型。由“太行”发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
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)　　　　13539
中间推力(daN)　　　　　

8816?" dj?
加力耗油率(kg/daN/h)　　
2.00
中间状态耗油率(kg/daN/h)　　　　

0.695 ?
推重比　　　　　　　　　

8.1 (按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s)　　　　　
120
涵道比　　　　　　　　　
0.618
总增压比　　　　　　　　
25.15
涡轮进口温度(℃)　　　　
1423
最大直径(mm)　　　　　　
1160
长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　4950
质量(kg)　　　　　　　　
1705.6涡扇12(WS12) （中国航空信息中心

牌号涡扇12
命名 “唐古拉”发动机
用途
军用涡扇发动机
类型
涡轮风扇喷气发动机
国家中国
总设计师

江和甫

研制单位
中国燃气涡轮研究院

厂商
成都发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司
装机对象
J-10A
J-10M(出口型)
J-10的DSI型验证机
其实WS-10A就是WS-12,WS-12一直掩藏在WS-10A编号里, WS-10就是“太行”发动机
WS-12称为“唐古拉”发动机,发动机整体性能接近和部分超过F110-GE-129IPE　(F110的性能改进型)
1996年，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景的预研项目——某新型涡扇发动机关键技术预研工作,测绘仿制AL-31F的核心机,组织完成了AL-31F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设计和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200余项关键技术。
1998年初,发动机总公司在624所召开预研汇报会，正式决定开展WS-12核心机的研制和验证机的方案论证工作。作为J10的后续动力及出口型。上级要求“WS-12”发动机的研制要全面贯彻新的国军标GJB241-87“航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范和全面贯彻发动机结构完整性大纲。同时决定将WS-12的研制分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制与核心机研制、验证机和原型机的研制。至此WS-12正式立项研制，这是我国首次遵循“基础研究-关键技术突破-先进部件-核心机-验证机-型号研制”这一发展模式所开展的涡扇发动机研制工作，因此可以说是具有里程碑式的意义！全面研制工作于1998年末开始.(所以中推于1997年获准开展整机验证机研制，于1999年因经费原因被迫中止。其实为FWS12让路下马,而不是WS10发动机或因经费原因)

WS-12的研制分为三个阶段实：第一阶段：1999年初～2002年末完成完成了三大核心部件的修改、完善以及核心机的工程设计和试制,并进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究，2001年5月核心机首次试验,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,

第二阶段：2002年末－2003年第三季度,完成了验证机设计与验证, 第三阶段： 2003年国庆节后～2006年11月为原型机研制, 2004年5月原型机首次运转并开始地面台架试车,并且

加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用,试飞前规定试验于2006年11月完成, 于2006年末,在J10上进行首飞,定于2009年第二季度完成设计定型试验。于2010年第四季度完成生产定型试验.
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级整体叶盘结构的风扇。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；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,等比例的测绘仿制AL-31F的核心机,同时大量的融入了中推?诵幕案咄萍苹兴〉玫募际醭晒?强化了可靠性及耐久性, 在测绘仿制AL-31F的高压压气机的基础上结合中推核心机的高压压气机,将AL-31F的九级高压压气机改为七级高压压气机, 　　加力燃烧室和尾喷管从“太行”发动机的设计方案衍生而来，并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,提高使用寿命寿命、同时维修性也得到改善，降低了使用和维护成本,为适应J10的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改。(其实“太行”发动机的加力燃烧室和尾喷管也采用了AL-31F的技术) ；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
七级轴流式。,钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣,转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,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[虚电子束焊焊为一体，。第3～5级盘由镍基高温合金制成，同样用电子束[焊焊为一体。第6～7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7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?帧Ｉ栌锌滋揭强祝靡怨鄄熳雍推渌考?br />
燃烧室　短环形,

燃油经22个双锥喷嘴和22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[虚幻。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却.
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叶尖间隙控制。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计，由涡轮转子、导向[虚器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。 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 “太行”发动机的设计方案衍生而来，火焰稳定器由3圈“V”形火焰稳定器与12根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处开有大量的防振孔。用回旋式混合器使内、外涵气流有效混合，分5区供油，其中第5区为加力起动区，采用“热射流”方式点火。
尾喷管　收敛－扩张型。由“太行”发动机的改型而来。喷口面积由液压作动筒和作动环控制，主、副喷管的调节板分三段铰接，在凸轮和滚柱上移动，以调节喷口面积。喷管外壳材料为焊接的钛合金。
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)　　　　13539
中间推力(daN)　　　　　

8816?" dj?
加力耗油率(kg/daN/h)　　
2.00
中间状态耗油率(kg/daN/h)　　　　

0.695 ?
推重比　　　　　　　　　

8.1 (按国际上一般规定计算)
空气流量(kg/s)　　　　　
120
涵道比　　　　　　　　　
0.618
总增压比　　　　　　　　
25.15
涡轮进口温度(℃)　　　　
1423
最大直径(mm)　　　　　　
1160
长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　4950
质量(kg)　　　　　　　　
1705.6