关于WS6的问题

吴大观的回忆录里有这段。
我是三颗星的上校
（1961年）
1961年8月，国防部第六研究院第二设计研究所成立，我担任技术副所长，主持二所的发动机研制工作和试验基地的建设。稍后的一段时间，实行了军队化管理，我被授予技术上校，肩章上是两杠三颗星。在贵州大定国民党的发动机工厂的时候，也是实行军队管理，我去的时候是少尉，后来到美国学习，升为中尉。现在我是共产党领导下新中国的上校，确实是很自豪的。在授予军衔的时候，还给我配了警卫员，每天上、下班、晚上加班，警卫员都要跟着。
那时，二所的所长是刘苏，政委是张显。他们都是部队干部，老革命。刘苏的军衔是少将，张显是大校。他们主持全面工作，我抓技术工作。
我在二所工作期间，注意力集中在探索发动机研制方法和研制程序的新路子上。那一段时间，组织安排我多次出国考察，1957—1965年，我访问了英国、苏联、法国、联邦德国、瑞士等国，两次参加巴黎航展。组织的安排，给了我学习、借鉴国外经验的机会。
老话说，开门七件事——柴、米、油、盐、酱、醋、茶。我给自己定下的，在所里的工作也有七件事，也是自己要常想着的：一、是设计队伍建设；二、是试验基础建设；三、是抓试验仪器的设计、制造；四、是试验设备的设计、制造，也就是非标准设备的设计制造、五、是组建加工车间，是一个万能车间，既可以加工非标准设备、测试仪器，又可以加工一些试验件；六、是抓图书馆、情报资料室和档案室，为了创造一个好的学习环境，我还设立了产品、零件陈列室，就是通过各种渠道搜集国外产品的残骸，拿来陈列起来，供大家参照学习；七、就是抓人才培养。那时和苏联的关系已经紧张了，从苏联拿不到更多的东西。新的技术资料都是英文的，但那时很多同志学的是俄语。为了大家能够掌握英语，我组织了一些同志，每天早上先到我家里读英语九百句。周晓青同志是清华大学毕业的，还有一位华清同志，西工大毕业的，英语很好，就请他们来教大家。
在二所成立初期，六院领导指示：为了贯彻做设计工作的准备，要执行“摸着石头过河”的方针，即摸透米格21飞机、涡喷7发动机。（这是和十六届五中全会《建议》提出的“引进、消化、吸收再创新”的精神相一致的）。并决定将0307基地的试验建设的规模定为以试验涡喷7发动机部件为主。全所的设计人员在此方针的指引下，设计技术得到一定的提高。但是，摸透工作进行不到一年，受到当时的“极左”思潮冲击，又在并不具备设计所需条件的情况下，开始设计歼9飞机需要的大推力加力涡扇发动机——涡扇—6发动机（代号“910”）。

吴大观的回忆录里有这段。
我是三颗星的上校
（1961年）
1961年8月，国防部第六研究院第二设计研究所成立，我担任技术副所长，主持二所的发动机研制工作和试验基地的建设。稍后的一段时间，实行了军队化管理，我被授予技术上校，肩章上是两杠三颗星。在贵州大定国民党的发动机工厂的时候，也是实行军队管理，我去的时候是少尉，后来到美国学习，升为中尉。现在我是共产党领导下新中国的上校，确实是很自豪的。在授予军衔的时候，还给我配了警卫员，每天上、下班、晚上加班，警卫员都要跟着。
那时，二所的所长是刘苏，政委是张显。他们都是部队干部，老革命。刘苏的军衔是少将，张显是大校。他们主持全面工作，我抓技术工作。
我在二所工作期间，注意力集中在探索发动机研制方法和研制程序的新路子上。那一段时间，组织安排我多次出国考察，1957—1965年，我访问了英国、苏联、法国、联邦德国、瑞士等国，两次参加巴黎航展。组织的安排，给了我学习、借鉴国外经验的机会。
老话说，开门七件事——柴、米、油、盐、酱、醋、茶。我给自己定下的，在所里的工作也有七件事，也是自己要常想着的：一、是设计队伍建设；二、是试验基础建设；三、是抓试验仪器的设计、制造；四、是试验设备的设计、制造，也就是非标准设备的设计制造、五、是组建加工车间，是一个万能车间，既可以加工非标准设备、测试仪器，又可以加工一些试验件；六、是抓图书馆、情报资料室和档案室，为了创造一个好的学习环境，我还设立了产品、零件陈列室，就是通过各种渠道搜集国外产品的残骸，拿来陈列起来，供大家参照学习；七、就是抓人才培养。那时和苏联的关系已经紧张了，从苏联拿不到更多的东西。新的技术资料都是英文的，但那时很多同志学的是俄语。为了大家能够掌握英语，我组织了一些同志，每天早上先到我家里读英语九百句。周晓青同志是清华大学毕业的，还有一位华清同志，西工大毕业的，英语很好，就请他们来教大家。
在二所成立初期，六院领导指示：为了贯彻做设计工作的准备，要执行“摸着石头过河”的方针，即摸透米格21飞机、涡喷7发动机。（这是和十六届五中全会《建议》提出的“引进、消化、吸收再创新”的精神相一致的）。并决定将0307基地的试验建设的规模定为以试验涡喷7发动机部件为主。全所的设计人员在此方针的指引下，设计技术得到一定的提高。但是，摸透工作进行不到一年，受到当时的“极左”思潮冲击，又在并不具备设计所需条件的情况下，开始设计歼9飞机需要的大推力加力涡扇发动机——涡扇—6发动机（代号“910”）。

百度了一下，居然找到当年发的帖子，呵呵呵……

歼10“猛龙”前传之歼9的心
猛龙, 歼10
歼10解密，着实让军迷们兴奋到了极点，这几天论坛里到处充斥着歼10的各种讨论，但大多数帖子所言甚虚，看得多了，着实有点反胃。先声明一下，本人仅仅是初级军迷，见识极其有限，但是也想为论坛的百花齐放做点微薄的贡献。无奈歼10党势大，偶们小菜鸟好不容易写个帖子总不希望一下子沉到N版去，不得已也俗一把，套个猛龙的头，权当是新年到了，舞个龙头吧。好了，啰嗦了这么多，转入正题~
        众所周知，歼10战机在研制中借鉴了歼9的很多技术成果，没有歼9研制中打下的技术基础，可能歼10的研制过程还要曲折得多。同样，太行发动机作为歼10规划中的配套动力，能够取得今天的初步成功也与涡扇6（歼9的配套动力）研制中获得的技术成果密不可分。
        我国的航空工业由于基础差，底子薄，长期落后于世界先进水平。落后者常常采取的追赶战略也体现在我们的航空工业中。追赶战略在具体项目上的体现就是每一个项目都有一个参照目标（不一定是全盘仿制，但是主体构架、布局、性能会很相似），我国公开承认的例子不少，比如我们的直-11，其参照机型就是“松鼠”；不承认的也很多，比如很多人私下认为歼82与苏15早期型号的相似决非偶然（某年某期航空知识曾对两者进行了全面的比较，好像连翼展数据都极其接近）。
        歼9型的研制肯定也有参照机型，是谁呢？我认为是瑞典的SAAB-37"雷"式战斗机。相信这不仅仅是我一个人的怀疑，谁让它们俩总体布局如此接近呢？
       不光在气动布局上存在高度相似性，就连两者的配套动力的指标也高度近似：
       SAAB-37的发动机RM8是瑞典沃尔伏航空发动机公司制造的双转子加力式超音速涡扇发动机，是JT8D民用亚音速涡扇发动机的军用改型，在JT8D上加装自行设计的加力燃烧室。RM8于1965年9月首次运转，1966年10月在“雷”式原型机上试飞。最初发展阶段于1971年7月正式结束，通过了150h定型试验，积累的台架试车和飞行试验总时数不少于11000h，其中9000h是在带加力燃烧室的条件下试验的。1970年11月开始了RM8B的发展工作，1972年2月完成。
    RM8B技术数据
最大加力推力(daN)　　　　　　　　　 12504
中间推力(daN)　　　　　　　　　　　 7198
最大加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　   2.57
中间耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　   0.653
推重比　　　　　　　　　　　　　　　5.4
空气流量(kg/s)
　　RM8A　　　　　　　　　　　　　145
　　涵道比　　　　　　　　　　　　  0.97
总增压比
　　RM8A　　　　　　　　　　　　　16.5
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　1170
直径(mm)　　　　　　　　　　　　　1397
长度(mm)　　　　　　　　　　　　　6230
质量(kg)　　　　　　　　　　　　　　2350

    涡扇6的研制情况
　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技术数据
最大加力推力(daN)        12220
中间推力(daN)            7130　
加力耗油率[kg/(daN·h)]  2.3045
中间耗油率[kg/(daN·h)]  0.6342　　
推重比                   5.93　
空气流量(kg/s)　　       155.0　
涵道比　　　             1.0　　
总增压比　　　　         14.60
涡轮进口温度(℃)　　   　1077　
最大直径(mm)　　　       1370
长度(mm)　　　　　       5645
质量(kg)　　　           2100

　　仔细对比一下两者的数据，你会发现，这很可能不是巧合！！
     个人认为情况可能是这样的：1、我们通过秘密渠道获得了RM8的技术资料，这个可能性不大；2、殊途同归，在得知瑞典人计划在JT8D的基础上研制军用发动机之后，我国也通过各种渠道获取了JT8D，然后也在这一基础上研制涡扇6。
    还有一个有趣的细节，JT8D是DC-9的动力装置，DC-9是MD-80/90/95的前身，而MD95，大家熟悉了吧，我国和麦道的合作项目。碰巧的是，涡扇6也有无加力的改型，准备用于运输机或者轰炸机~~~~~
    呵呵，脑乱了吧~不要瞎想，我这些都是乱猜的。写完了自己看看都觉得好玩，有点像《达芬奇密码》。纯属虚构，欢迎拍砖

1964年10月25日，六院在一所召开МиГ—21飞机改进改型方案预备会议，确定对МиГ—21飞机改进改型分两步走。第一步先改飞机，不改或少改发动机，即歼—8方案，其发动机为涡喷—7甲发动机，代号“815甲”；第二步既改飞机又改发动机，即歼—9方案，其动力为涡扇—6发动机，代号“910”。同年11月30日召开的航空科研规划会议上，把研制涡扇—6发动机列入“三五”规划中的自行研制项目。1965年4月12日，三机部正式下达《关于开展歼—9歼击机方案研究和设计工作的通知》，对涡扇—6发动机进一步提出设计要求。节选自《中国航空工业科研大事记》）

1982年9月23日 由中国沈阳发动机设计研究所设计、沈阳黎明发动机制造公司试制的双转子加力涡扇发动机涡扇6首次通过24小时飞行合格证试车。全加力推力122100牛。

WS-6后来随歼9下马一起下马了！

谢谢楼上的资料

又沉了
唉！！……

看看是否能引起再度关注～;P

呵呵，别的别说，当年我们从埃及弄回来两架米格-23MS，用的还是被很多人诟病的涡喷，R-29-300，结果测试的结果居然比涡扇-6性能还要好，真是个莫大的讽刺。

谢谢8楼兄弟回帖，毛子还是不能随便鄙视的～

wi0001 发表于 2010-3-7 17:09
求真相
求链接
我承认我是考据党

呵呵，原来吴大观还是技术上校啊。
话说如果TG不嫌军官太多，可以向毛子学习，给这些专家设计师的都授个衔。:D
这比那些唱歌跳舞的少将大校有意义多了。

wi0001 发表于 2010-3-7 17:09
是为WP-15是也........

中国从埃及拿回来"两架"MIG23?
为毛我看到的资料都是一架呢,就是那个大名鼎鼎的18式
是我OUT了?还是嘴炮无敌?

sovernmenny 发表于 2010-3-7 17:17


    话说当初还打算用这个发动机来配歼10呢

sovernmenny 发表于 2010-3-7 17:17
继续求真相

zhenyan 发表于 2010-3-7 17:19
出处?
我只看到某英国杂志如此评论过

这个涡扇-6确实没有国外原型参照，这也是最终搞不下去的一个因素，吴老也说了，那时候根本不知道涡扇怎么弄，也就是先前在英国航展上看过斯贝的实物，拿过几本航展说明书，上面可能有简单的结构图。

瑞典能搞出RM-8来，跟JT-8D是成熟的民用发动机有很大关系，当时中国虽然闭关锁国，不过真要是搞美国的民用涡扇，还是能搞到的，但是当时没这么想更没这么做，那么涡扇-6就只能悲剧了。

米格-23只有一架，不过P-29发动机却搞回来好几台。

WS6是个标准的哦原创， 是靠自己摸索着试出来的东西， 正因为没有外国血统和基本成功，被无数人恶毒攻击， TF30之类未必比WS6强出多少， 但是就能运用发展，咱们的就是大家散伙，回家吃饭。

hellblack 发表于 2010-3-7 17:16

我是从航空档案上看来的，现在手头没有，先给你个链接做参考吧。http://www.fyjs.cn/viewarticle.php?id=90172

是曾经决定先以涡喷－１５作为过渡动力系统;但也只是当初计划还在纸上时的想法，从来没有真的装上歼10飞机飞行过....
涡喷－１５就是以MИГ-23上的Ｐ－２９发劝机为原型研制改进发展的一种国产发劝机...
当年在1970年代中晚期(MS是不晚于1978年)，中国曾经以XX架歼-6飞机从埃及换回了"可能"是MИГ-23MC(MS)..之类的飞机，自然也研究掌握了其P-29-300发动机技术，该发动机全加力推力12500公斤(12500kgf)


P-29-300 [R-29-300]（用于MИГ-23M/MS/MF）
　　·R-29-300：尺寸约 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空气流量 110 千克/秒，总增压比 12.88，涡轮前温度 1,410K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力分别约 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，对应的涡轮后温度分别为 913、913、1,113、1,068 和,1,113K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分别约 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小时。


************************************


P-29-300
(R-29-300)  
结构和系统


进 气 口　环形。进气锥随发动机转子一起旋转，无可调进口导流叶片。
低　　压
压 气 机　5级轴流式。压比4.0，最大转速8694r/min。第1级转子叶片前方装有吹气盒、隔圈和300个
　　　　　小叶片组成的进气处理机匣。第1～5级盘和转子叶片均用BT3-1钛合金。第5级整流叶片用
　　　　　BT9钛合金。低压机匣用BT5-1钛合金，低压轴为ЭИ961合金钢。低压转子是销钉连接的盘
　　　　　鼓混合式结构。低压压气机共有4个径向结合面和3个纵向结合面，便于拆装和检查。
高　　压
压 气 机　6级轴流式。压比3.22，最大转速9716r/min。除第6级转子叶片用BT3-1钛合金外，第7～11
　　　　　级转子叶片和第6～10级整流叶片均用ЭИ961合金钢，第11级整流叶片用ЭИ437Б高温合
　　　　　金。除第6～8级盘用BT9钛合金外，第9～11级盘用ЭИ698高温合金。高压机匣和高压轴用
　　　　　ЭИ961合金钢。高压转子结构同低压转子一样，即销钉连接的盘鼓混合式。
主燃烧室　环形，由半突扩式扩压器、5段气膜冷却式火焰筒和气动雾化喷嘴组成。采用高能点火装置
　　　　　和2个半导体电嘴进行间接点火，喷嘴为双路式，主油路为空气雾化供油，副油路为压力雾
　　　　　化供油。燃烧室外套用BЖ105高温合金，火焰筒用ЭИ868高温合金板材。
高压涡轮　单级轴流式。导向器和转子叶片为无余量精铸空心气冷叶片。冷却方式为撞击、对流、扰流
　　　　　和气膜等多种复合形式并采用冷却用气可调的控制机构。导向器叶片材料为ЭП-99，转子
　　　　　叶片为BЖЛ-12У，涡轮盘材料为ЭИ698，涡轮轴材料为ЭИ961合金钢，涡轮机匣材料为
　　　　　ЭИ437。
低压涡轮　单级轴流式。导向器叶片为无余量精铸空心叶片，材料为ЖC6-К。转子叶片为非冷却式实
　　　　　心叶片，由变形耐热合金锻造而成，材料为ЭП-220。涡轮盘材料为ЭИ698，涡轮轴材料
　　　　　为ЭИ961，涡轮机匣材料为ЭИ437。
加　　力
燃 烧 室　由全内锥加力扩散器、3排V型环形稳定器及带全长隔热屏的加力筒体组成。2个“长明灯”
　　　　　式旁路点火器通过2个离心式喷嘴实现软点火。加力供油实现分圈分压。全长隔热屏上开有
　　　　　88000个直径为1.0mm的冷却小孔。扩散器外壁、稳定器、防振隔热屏和点火器壳体的材料
　　　　　为ЭИ868，整流支板、内锥体、加力筒体的材料为ЭП99。
尾 喷 管　简单收敛形，通过调节器实现全程自动无级可调。6个操纵喷口作动筒的同步性用机械同步
　　　　　机构保证。喷口调节环材料为ЭИ602高温合金，调节片和密封片材料为ЭИ868高温合金，
　　　　　作动筒壳体材料为BT3-1钛合金。
控制系统　电气机械液压式。根据飞行状态、油门杆角度、发动机转速和涡轮后排气温度的不同变化，
　　　　　控制主机和加力的供油量及喷口面积。
燃油系统　多回路复合调节式。通过一个柱塞泵、一个离心泵以及各个燃油附件的供油、回油实施发
　　　　　动机的控制计划。主燃油最大流量为15000L/h，加力燃油最大流量为37000L/h，燃油牌号
　　　　　为T-1或TC-1。
滑油系统　双路封闭自循环式。由供油泵、回油泵、离心通风器、油气分离器、最低滑油压力警告器
　　　　　和屑末探测器等组成。滑油牌号为ИПM-10。
起动系统　独立的燃气涡轮起动机。按照时间和转速的程序起动发动机直至慢车状态。 燃气涡轮起动
　　　　　机重约50kg，功率为45～60kW，起动时间不大于40s。
点火系统　主点火系统和加力点火系统均由高能线圈和2个半导体电嘴组成。通过2个点火器间接点燃
　　　　　主燃烧室。通过2个超声式点火器旁路点燃加力燃烧室，且长期工作至切断加力为止。
支承系统　低压转子由前支点、前中介和后中介组成“1-2-0”式支承系统，高压转子由中支点和后支
　　　　　点组成“0-2-0”式支承系统。此外高、低压转子之间增加一个轴间轴承的辅助支点，以降
　　　　　低发动机振动值。




**********************************************************


以下摘自歼九总师谈歼十－再访王南寿总师


王辉：在世界航空工业发展过程中，很少有作战飞机不因发动机而拖后腿的情况，请您谈淡，歼十的发展过程中，发动机对其进程的影响。
　　王南寿总师：与以往的军机发展一样，最初歼十上马的时候，发动机的速择正确与否成为该机能否成功的关键之一。当时能够速择的有仍在研制中的曾计划用于歼九的９１０涡扇发动机，以＂米格＂－２３上的Ｐ－２９发劝机为原型的涡喷－１５发动机（后下马），也曾经考虑过国外的ＰＷ－１１２０或ＰＷ１２２８，同时还有国内正处于研制中的计划日后用于歼十的新型涡扇发动机。在权衡之后，暂时决定以涡喷－１５作为过渡动力系统。８９事件后，我国与西方的军事合作基本上全部终止。１９９０年，我国与苏联的关系得到改善，该国的苏－２７引起了我们的极大关注，两国不久就展开了中断近３０年的军贸关系。在过去研制歼九的过程中，因发动机的制约我深感切肤之痛，因此一想到新机，我就会首先想到发动机。在遇到宋文骢同志时，我曾向其建议，采用国产发动机风险较高，搞不好又要重复歼九的老路，歼十成功与否的关键，在于能否有台够用和成熟可靠的发动机。
　　后来，歼十在发展中考虑了我的建议，先用进口发动机先飞起来，等到国产更加先进的发动机成功之后，再换装新型的发动机。事实证明，这个路子是正确的，避免了风险。而且由于国产的新型涡扇发动机性能较ＡＬ－３１先进，采用新型发功机的歼十的飞行性能要比早期的型号更好一些。


　　王南寿总师：......。通过多年的工作经验，我的体会是首先航空工业部门要有自己独立的预研机构，不应该把预研机构设在不同单位的基层各自为战，甚至相互壁垒。你看美国的ＮＡＳＡ（国家航空航天局），是美国航空航天工业最大和最有实力的预研机构，其预研成果积累丰富，在很多方面为用户指明了未来的发展方向。客户一旦确定要求，基本上都能从ＮＡＳＡ找到接近其要求的产品和相关技术。这一点，我们要认真研究。
　　通过三代机近二十余年的发展历程，让我们基本上掌握了三代机的核心技术，这给我国四代机的研究打下了坚实的基础。目前，我国的＂太行＂、＂秦岭＂、＂泰山＂、＂昆仑＂等一系列发动机研制成功，ＡＬ一３１的必换核心部件全面实现了国产化，打破了我国发动机长期拖军机后腿的局面。其中＂太行＂发动机的技术性能指标全面超过了俄罗斯的ＡＬ一３１发劝机，当然了，由于＂太行＂属于新产品，其可靠性仍需在实际使用中不断的提高和完善
作者: debussy 发布日期: 2007-3-27
无论如何，我想J-10可能是最后研制成功的三代机了。。

是曾经决定先以涡喷－１５作为过渡动力系统;但也只是当初计划还在纸上时的想法，从来没有真的装上歼10飞机飞行过....
涡喷－１５就是以MИГ-23上的Ｐ－２９发劝机为原型研制改进发展的一种国产发劝机...
当年在1970年代中晚期(MS是不晚于1978年)，中国曾经以XX架歼-6飞机从埃及换回了"可能"是MИГ-23MC(MS)..之类的飞机，自然也研究掌握了其P-29-300发动机技术，该发动机全加力推力12500公斤(12500kgf)


P-29-300 [R-29-300]（用于MИГ-23M/MS/MF）
　　·R-29-300：尺寸约 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空气流量 110 千克/秒，总增压比 12.88，涡轮前温度 1,410K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力分别约 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，对应的涡轮后温度分别为 913、913、1,113、1,068 和,1,113K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分别约 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小时。


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P-29-300
(R-29-300)  
结构和系统


进 气 口　环形。进气锥随发动机转子一起旋转，无可调进口导流叶片。
低　　压
压 气 机　5级轴流式。压比4.0，最大转速8694r/min。第1级转子叶片前方装有吹气盒、隔圈和300个
　　　　　小叶片组成的进气处理机匣。第1～5级盘和转子叶片均用BT3-1钛合金。第5级整流叶片用
　　　　　BT9钛合金。低压机匣用BT5-1钛合金，低压轴为ЭИ961合金钢。低压转子是销钉连接的盘
　　　　　鼓混合式结构。低压压气机共有4个径向结合面和3个纵向结合面，便于拆装和检查。
高　　压
压 气 机　6级轴流式。压比3.22，最大转速9716r/min。除第6级转子叶片用BT3-1钛合金外，第7～11
　　　　　级转子叶片和第6～10级整流叶片均用ЭИ961合金钢，第11级整流叶片用ЭИ437Б高温合
　　　　　金。除第6～8级盘用BT9钛合金外，第9～11级盘用ЭИ698高温合金。高压机匣和高压轴用
　　　　　ЭИ961合金钢。高压转子结构同低压转子一样，即销钉连接的盘鼓混合式。
主燃烧室　环形，由半突扩式扩压器、5段气膜冷却式火焰筒和气动雾化喷嘴组成。采用高能点火装置
　　　　　和2个半导体电嘴进行间接点火，喷嘴为双路式，主油路为空气雾化供油，副油路为压力雾
　　　　　化供油。燃烧室外套用BЖ105高温合金，火焰筒用ЭИ868高温合金板材。
高压涡轮　单级轴流式。导向器和转子叶片为无余量精铸空心气冷叶片。冷却方式为撞击、对流、扰流
　　　　　和气膜等多种复合形式并采用冷却用气可调的控制机构。导向器叶片材料为ЭП-99，转子
　　　　　叶片为BЖЛ-12У，涡轮盘材料为ЭИ698，涡轮轴材料为ЭИ961合金钢，涡轮机匣材料为
　　　　　ЭИ437。
低压涡轮　单级轴流式。导向器叶片为无余量精铸空心叶片，材料为ЖC6-К。转子叶片为非冷却式实
　　　　　心叶片，由变形耐热合金锻造而成，材料为ЭП-220。涡轮盘材料为ЭИ698，涡轮轴材料
　　　　　为ЭИ961，涡轮机匣材料为ЭИ437。
加　　力
燃 烧 室　由全内锥加力扩散器、3排V型环形稳定器及带全长隔热屏的加力筒体组成。2个“长明灯”
　　　　　式旁路点火器通过2个离心式喷嘴实现软点火。加力供油实现分圈分压。全长隔热屏上开有
　　　　　88000个直径为1.0mm的冷却小孔。扩散器外壁、稳定器、防振隔热屏和点火器壳体的材料
　　　　　为ЭИ868，整流支板、内锥体、加力筒体的材料为ЭП99。
尾 喷 管　简单收敛形，通过调节器实现全程自动无级可调。6个操纵喷口作动筒的同步性用机械同步
　　　　　机构保证。喷口调节环材料为ЭИ602高温合金，调节片和密封片材料为ЭИ868高温合金，
　　　　　作动筒壳体材料为BT3-1钛合金。
控制系统　电气机械液压式。根据飞行状态、油门杆角度、发动机转速和涡轮后排气温度的不同变化，
　　　　　控制主机和加力的供油量及喷口面积。
燃油系统　多回路复合调节式。通过一个柱塞泵、一个离心泵以及各个燃油附件的供油、回油实施发
　　　　　动机的控制计划。主燃油最大流量为15000L/h，加力燃油最大流量为37000L/h，燃油牌号
　　　　　为T-1或TC-1。
滑油系统　双路封闭自循环式。由供油泵、回油泵、离心通风器、油气分离器、最低滑油压力警告器
　　　　　和屑末探测器等组成。滑油牌号为ИПM-10。
起动系统　独立的燃气涡轮起动机。按照时间和转速的程序起动发动机直至慢车状态。 燃气涡轮起动
　　　　　机重约50kg，功率为45～60kW，起动时间不大于40s。
点火系统　主点火系统和加力点火系统均由高能线圈和2个半导体电嘴组成。通过2个点火器间接点燃
　　　　　主燃烧室。通过2个超声式点火器旁路点燃加力燃烧室，且长期工作至切断加力为止。
支承系统　低压转子由前支点、前中介和后中介组成“1-2-0”式支承系统，高压转子由中支点和后支
　　　　　点组成“0-2-0”式支承系统。此外高、低压转子之间增加一个轴间轴承的辅助支点，以降
　　　　　低发动机振动值。




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以下摘自歼九总师谈歼十－再访王南寿总师


王辉：在世界航空工业发展过程中，很少有作战飞机不因发动机而拖后腿的情况，请您谈淡，歼十的发展过程中，发动机对其进程的影响。
　　王南寿总师：与以往的军机发展一样，最初歼十上马的时候，发动机的速择正确与否成为该机能否成功的关键之一。当时能够速择的有仍在研制中的曾计划用于歼九的９１０涡扇发动机，以＂米格＂－２３上的Ｐ－２９发劝机为原型的涡喷－１５发动机（后下马），也曾经考虑过国外的ＰＷ－１１２０或ＰＷ１２２８，同时还有国内正处于研制中的计划日后用于歼十的新型涡扇发动机。在权衡之后，暂时决定以涡喷－１５作为过渡动力系统。８９事件后，我国与西方的军事合作基本上全部终止。１９９０年，我国与苏联的关系得到改善，该国的苏－２７引起了我们的极大关注，两国不久就展开了中断近３０年的军贸关系。在过去研制歼九的过程中，因发动机的制约我深感切肤之痛，因此一想到新机，我就会首先想到发动机。在遇到宋文骢同志时，我曾向其建议，采用国产发动机风险较高，搞不好又要重复歼九的老路，歼十成功与否的关键，在于能否有台够用和成熟可靠的发动机。
　　后来，歼十在发展中考虑了我的建议，先用进口发动机先飞起来，等到国产更加先进的发动机成功之后，再换装新型的发动机。事实证明，这个路子是正确的，避免了风险。而且由于国产的新型涡扇发动机性能较ＡＬ－３１先进，采用新型发功机的歼十的飞行性能要比早期的型号更好一些。


　　王南寿总师：......。通过多年的工作经验，我的体会是首先航空工业部门要有自己独立的预研机构，不应该把预研机构设在不同单位的基层各自为战，甚至相互壁垒。你看美国的ＮＡＳＡ（国家航空航天局），是美国航空航天工业最大和最有实力的预研机构，其预研成果积累丰富，在很多方面为用户指明了未来的发展方向。客户一旦确定要求，基本上都能从ＮＡＳＡ找到接近其要求的产品和相关技术。这一点，我们要认真研究。
　　通过三代机近二十余年的发展历程，让我们基本上掌握了三代机的核心技术，这给我国四代机的研究打下了坚实的基础。目前，我国的＂太行＂、＂秦岭＂、＂泰山＂、＂昆仑＂等一系列发动机研制成功，ＡＬ一３１的必换核心部件全面实现了国产化，打破了我国发动机长期拖军机后腿的局面。其中＂太行＂发动机的技术性能指标全面超过了俄罗斯的ＡＬ一３１发劝机，当然了，由于＂太行＂属于新产品，其可靠性仍需在实际使用中不断的提高和完善
作者: debussy 发布日期: 2007-3-27
无论如何，我想J-10可能是最后研制成功的三代机了。。

910发动机应该就是WS-6了。

从结构上看，WS6跟Spey更类似，可以看成是Spey的放大，跟RM8B区别较大，当时Spey在研发时，曾经有个方案，大小跟WS6类似，后来考虑三叉脊飞机的需要，选的是比较小的设计，可以看看WS6有几级涡轮，风扇，高低压气机，再看看RM8；实际RM8和JTD3，8的前身J57和J75，和和奥林巴斯的设计是类似。

天下凡人 发表于 2010-3-9 00:13
JT-3D是J-57发展的，JT-8D则是J-52发展的，虽然都是普惠的产品。

米格-23ms是1978年底拿回来的，不过P-29-300发动机是之前就搞回来几台了。从材料和加工工艺上讲，仿制P-29-300难度比研制新发动机小点，不过就是即便1980年开始仿制，能批量生产至少也要90年代初期了，那时候苏-27进口了，AL-31比P-29可先进多了。

涡扇-6的下马，跟政治没啥关系，纯粹是技术问题，本身设计就有重大缺陷，到了70年代中期就搞不下去了，引进斯贝后，参照斯贝又搞了几年，但是最终还是太差了，要想能使用，除非是重新设计。

对于中国这种工业落后的国家来说，在没有国外成熟产品参照的情况下，自行研制涡扇发动机，本身就是科技大跃进的产物，必定要失败的，只能说研制涡扇-6使得中国涡扇发动机走了近20年弯路。

dada2000 发表于 2010-3-9 08:01
“走弯路”也是“走路”，只要在走路，就比坐着等“美援”强。

错！这个曾考虑装成飞的F-13，是一个布局类似F-16的方案，不过是两侧进气。当时发动机的考虑一为WP-15,一位ws-6。
解释一下：我上面所说的“错”，是基于我作为航空工业圈外爱好者对手里所有资料所得出的判断，当年的情况下也不排除在f-10刚开始立项的时候相关部门有些其他考虑。毕竟当时搞到WP-15的原准机的情况下，而中美关系貌似蜜月实则不稳的情况下，中苏关系初现曙光的情况下，作为原型机也好，作为技术验证机也好，WS-6和WP-15相对现实一些。

话说当初还打算用这个发动机来配歼10呢
zhenyan 发表于 2010-3-7 17:19

错！这个曾考虑装成飞的F-13，是一个布局类似F-16的方案，不过是两侧进气。当时发动机的考虑一为WP-15,一位ws-6。
解释一下：我上面所说的“错”，是基于我作为航空工业圈外爱好者对手里所有资料所得出的判断，当年的情况下也不排除在f-10刚开始立项的时候相关部门有些其他考虑。毕竟当时搞到WP-15的原准机的情况下，而中美关系貌似蜜月实则不稳的情况下，中苏关系初现曙光的情况下，作为原型机也好，作为技术验证机也好，WS-6和WP-15相对现实一些。

酒后胡言 发表于 2010-3-11 10:29

放大版废柴？

robles 发表于 2010-3-12 07:57

这个所谓的F-13的构想似乎比佩刀还早些。不过很快就PASS掉了。
91~95年在北京念书的时候，参观北航博物馆发现了Q-6或老f-10（可变后掠翼方案）风洞模型照片；后在北京航展（几乎是模型展）资料中发现类似F-16的气动布局的风洞模型照片；后在航空书店买到《中国飞机手册》（1987版）。
我目前掌握的资料就这些。

zlaser 发表于 2010-3-11 06:01
非常同意您的观点。
不信请那些认为走弯路就不叫走路的人看看NASA和美国各大公司的千奇百怪的“失败”方案，就应该懂得这个道理了。
不管是美援、还是毛毛便宜货、还是欧洲高价货，能买到的东西都不可能让你和他们齐头并进，更别谈超越！能不落下一代就很厚道了！

AL一31的必换核心部件全面实现了国产化?
意味着什么?
PW1228发动机是什么?

即使现在连个涡喷都搞不好.那时候....
正常人都明白怎么回事.不正常的吗{:chan:}就算了

有的过程是必须经过的！不然不会有现在的10、13、15{:yan:}