“华山”WS-15涡扇发动机日前地面点火成功

自从CJ-2000于2005年4月14日17时38分，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上检查性点火试验一次成功并顺利推到慢车状态后，经过多年试验，已经完成全尺寸技术验证机设计与验证，已经全面展开了原型机设计与工程制造，原型机(ws-15)在经历数十次大检查后，于2009年4月16日，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上首次点火试验并一次成功。CJ-2000的原型机(ws15)是我国数十年研制成功的.
      命名 “华山” 涡扇发动机
    用途 军用涡扇发动机
    类型 涡轮风扇喷气发动机
    总设计师 江和甫
    研制单位 中国燃气涡轮研究院
    生产厂商 西安发动机公司/贵州黎阳航空发动机公司
    装机对象
    “华山-100”用于J-10M(出口型)和J-10C型
    “华山-200”用于J-13单发常规布局腹部DSI进气的隐身歼击机.[性能达到F110-GE-129EFE(F110-GE-132)的水平,推重比为9.16
       “华山-150”用于某在研的垂直降落/短距起飞的歼击机.
      “华山-300”用于双发单座的重型隐身战斗机的领先试飞及出口.推重比为9.8
        歼10于1998.3.23首飞成功,而WS10的进展太慢，从87年到93年再从95年6月到98年9月的12年时间，WS10的样机刚刚能够适应SU27SK的机身尺寸，而样机还没有经过任何真正的飞行测试。同时俄罗斯不授予中国AL-31F的生产专利许可证,或漫天要价太高,(即使授予中国AL-31F的生产专利许可证,肯定不允许出口),所以决定半引进半研制的新发动机作为WS-10的备选方案,同时用于歼10出口型歼10M和后续发展型的出口,还用于我国第四代单发隐身战斗机的过渡发动机和出口型(其实这才是最主要的目的),同时对国外发动机进展的跟踪,对大推力发动机的需求.还有美国的F100与F110发动机的推力发展,还有我国的我国第四代隐身战斗机对大推力发动机的需求,还有通过对WS10研制中出的问题.我国迫切需要一种大推力先进的涡扇发动机,作为我国推重比为10的发动机服役前的过渡.通过考察与论证,我国选择了雅克-141飞机的P-79B-300涡扇发动机. (WS10在试车过程中，几乎各个环节都有“故碍”，首先是发动机材料不过关、设计存在缺陷、高压压气机四级盘破裂、叶片强度不够、试车时“突停”、发出不明原因的“怪响”、滑油管出现裂缝......在2003年8月前的研制中就“先后发生各种技术问题和故障200多项，其中几次为重大故障”，《航空报》引述606所的说法是“对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距”。而且，据《航空报》记述，WS10在2003年8、9月的5次试飞中，3次出现“特情”.
      中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过多年的断断续续的拉锯战之后，因为俄罗斯的经济状况很差,用于军工科研的经费很少很少,又因为 在92年雅克-141项目被终止后, P-79发动机没有了使用对象,又没有其他的战斗机使用此发动机,所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差,在1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机,在这种状况下,1998年10月，中俄双方又重新进行谈判,签订了转让了雅克-141飞机的P-79B-300发动机生产专利许可证的协定，2001年初，签订了转让P-79B-300发动机生产专利许可证的协定(中国具有出口到第三国权利),2001年7月俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)向中国方面交付了P-79B-300发动机的全套设计图纸及技术资料,生产工艺资料 ,特别是引进了制造P-79发动机核心机所需的全套生产加工设备及制造工艺资料.原来P-79M改进型方案中具有轴对称喷管技术(具有向上20°向下20°矢量角控制功能),我国通过一定的途径购买到了设计资料与图纸.(其中P-79B-300发动机的转向喷口作为课题研究和技术储备
    引进了P-79B-300发动机的技术后,第一步研制推重比为8的“华山-100”涡扇发动机,“华山-100”涡扇发动机将用于J-10M(出口型)和J-10C型.第二步在“华山-100”涡扇发动机的基础上研制推重比为9.16的“华山-200”,第三步研制推重比为9.8的“华山-300”涡扇发动机.首先研制推重比为8的“华山-100”涡扇发动机,研制计划一开始就对设计方案和性能指标完成精确定义，减少技术风险和防止在研制过程中的不切实际的乱上指标.“华山-100”涡扇发动机的研制中全面贯彻了新的国军标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要求. “华山-100”发动机的研制过程遵循“部件试验在前，整机试车在后”的原则，完成了大量的零部件和子系统试验。对高、低压匹配问题进行的大量艰苦工作,以P-79B-300发动机为基础，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对原型机进行改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了F110-GE-129IPE发动机的技术水平(F110-GE-129IPE发动机没有矢量喷管,而“华山-100”却有矢量喷管
    华山-100”涡扇发动机的研制分为三个阶段实：
第一阶段：2001年国庆节后～2006年初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，在2005年4月14日17时38分，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上，我国自行研制的首台高推重比涡扇发动机核心机，检查性点火试验一次成功，并顺利推到慢车状态！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,在此期间,2001年10月,624所展开了新型涡扇发动机关键技术预研工作,全面研制工作于2003年国庆节后开始.
第二阶段：2006年初－2006年第三季度,完成了验证机设计与验证工作.
第三阶段： 2006年国庆节后～2013年6月为原型机研制时期, 原形机研制经过两个阶段,一是FRET(飞行前鉴定试验阶段)，二是QT(定型试验阶段). 2007年1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, 飞行前鉴定试验于2009年7月初完成, 于2009年7月中旬,在J10X上实现首飞成功,定于2012年第二季度完成设计定型试验。于2014年第四季度完成生产定型试验.
      按照飞机任务要求，“华山”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、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、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。　发动机由10个单元体组成.
     “华山-100”涡扇发动机与P-79B-300发动机发动机相比，“华山-100”涡扇发动机有以下几方面的改变：风扇由5级改为3级，压比提高到3.8，直径减小到1000mm，涵道比由1.00减到0.328；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应J-10飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。“华山”涡扇发动机的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与P-79B-300发动机几乎相同,仅对少量部件做了改进.“华山”涡扇发动机继承了P-79B-300发动机的核心机的90%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用性能更好的全权限数字式电子控制器
     “华山-100”的特点如下:
一 , 对核心机的零部件进行优化设计，大幅度提高了可靠性与耐久性方面的性能,大幅度的提高热端部件寿命，对气冷单晶叶片的加工工艺进了小幅度的改进,提高产品合格率和耐久性.
二,对加力燃烧室和尾喷管进行改进设计，加力燃烧室参照RD-33的设计方案进行重新设计,采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。结构简单，零件数减少，维修性得到改善；同时采用新的耐高温合金材料，改进冷却设计，减轻重量.尾喷管也进行重新设计,参照原先P-79M及p-179-300的轴对称喷管方案设计,轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。
三, 重新设计了3级风扇，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3.8；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，第1级风扇为宽弦无凸台设计，前缘较厚。叶片表面用激光冲击硬化，减少裂纹扩展并进一步提高外来物损伤容限.
    “华山”涡扇发动机结构和系统
进 气 口　环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片，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。增压比约为3.8。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,叶片表面用激光冲击硬化，减少裂纹扩展并进一步提高外来物损伤容限.风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，用短螺栓分别与第1、3级盘连接。3级静子和转子均为三维流设计.
高压压气机 六级轴流式。增压比6.85。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,进口导流叶片和零～二级静叶可调。
前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，。第2～5级盘由镍基高温合金制成，用电子束焊焊为一体。第6级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用短螺栓前与5级盘连在一起。所有6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　 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 火焰筒为整体双层浮壁式结构，采用双通路点火装置,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。
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第一代单晶材料，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。 与高压转子对转。空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承).
加力燃烧室　整体式设计.系在原基础上参照“RD-33”发动机的设计方案重新设计而来，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36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　 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，但只能在俯仰方向可作±25°偏转。从+20°到-20°的行程中只需1.0秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片.
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)　　　 15225.28
中间推力(daN)　　　　　　10522
加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.02
中间耗油率(kg/daN/h)　　0.665
推重比　　　　　　　　　 8.1
空气流量(kg/s)　　　　　 120
涵道比　　　　　　　　　 0.382
总增压比　　　　　　　　 26.03
涡轮进口温度(℃)　　　　 1423
风扇直径(mm)　　　　　　 1.00
最大外直径 1.50
长度(mm)　　　　　　　　 5.01
质量(包括发动机附件和矢量喷管部分)(kg) 1918
另一版本技术数据：
  ·推重比       9一级
  ·涵道比       0．35～0．4
  ·加力推力     16500kg左右
  ·加力耗油率     ≯1．85kg／kg·h
  ·最大状态推力   ≯10500kg
  ·最大状态耗油率 ≯0．75kg／kg·h
  ·总空气流量     ≯130kg／S
  ·总增压比       28左右
  ·涡轮前温度     (地面)1800k左右
   ·加力温度     (地面)2050k左右自从CJ-2000于2005年4月14日17时38分，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上检查性点火试验一次成功并顺利推到慢车状态后，经过多年试验，已经完成全尺寸技术验证机设计与验证，已经全面展开了原型机设计与工程制造，原型机(ws-15)在经历数十次大检查后，于2009年4月16日，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上首次点火试验并一次成功。CJ-2000的原型机(ws15)是我国数十年研制成功的.
      命名 “华山” 涡扇发动机
    用途 军用涡扇发动机
    类型 涡轮风扇喷气发动机
    总设计师 江和甫
    研制单位 中国燃气涡轮研究院
    生产厂商 西安发动机公司/贵州黎阳航空发动机公司
    装机对象
    “华山-100”用于J-10M(出口型)和J-10C型
    “华山-200”用于J-13单发常规布局腹部DSI进气的隐身歼击机.[性能达到F110-GE-129EFE(F110-GE-132)的水平,推重比为9.16
       “华山-150”用于某在研的垂直降落/短距起飞的歼击机.
      “华山-300”用于双发单座的重型隐身战斗机的领先试飞及出口.推重比为9.8
        歼10于1998.3.23首飞成功,而WS10的进展太慢，从87年到93年再从95年6月到98年9月的12年时间，WS10的样机刚刚能够适应SU27SK的机身尺寸，而样机还没有经过任何真正的飞行测试。同时俄罗斯不授予中国AL-31F的生产专利许可证,或漫天要价太高,(即使授予中国AL-31F的生产专利许可证,肯定不允许出口),所以决定半引进半研制的新发动机作为WS-10的备选方案,同时用于歼10出口型歼10M和后续发展型的出口,还用于我国第四代单发隐身战斗机的过渡发动机和出口型(其实这才是最主要的目的),同时对国外发动机进展的跟踪,对大推力发动机的需求.还有美国的F100与F110发动机的推力发展,还有我国的我国第四代隐身战斗机对大推力发动机的需求,还有通过对WS10研制中出的问题.我国迫切需要一种大推力先进的涡扇发动机,作为我国推重比为10的发动机服役前的过渡.通过考察与论证,我国选择了雅克-141飞机的P-79B-300涡扇发动机. (WS10在试车过程中，几乎各个环节都有“故碍”，首先是发动机材料不过关、设计存在缺陷、高压压气机四级盘破裂、叶片强度不够、试车时“突停”、发出不明原因的“怪响”、滑油管出现裂缝......在2003年8月前的研制中就“先后发生各种技术问题和故障200多项，其中几次为重大故障”，《航空报》引述606所的说法是“对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距”。而且，据《航空报》记述，WS10在2003年8、9月的5次试飞中，3次出现“特情”.
      中俄于1992年春天开始展开艰苦谈判,在经过多年的断断续续的拉锯战之后，因为俄罗斯的经济状况很差,用于军工科研的经费很少很少,又因为 在92年雅克-141项目被终止后, P-79发动机没有了使用对象,又没有其他的战斗机使用此发动机,所以“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)的经济状况很差,在1998年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机,在这种状况下,1998年10月，中俄双方又重新进行谈判,签订了转让了雅克-141飞机的P-79B-300发动机生产专利许可证的协定，2001年初，签订了转让P-79B-300发动机生产专利许可证的协定(中国具有出口到第三国权利),2001年7月俄罗斯的“联盟”航空发动机科研生产联合体(原图曼斯基发动机设计局)向中国方面交付了P-79B-300发动机的全套设计图纸及技术资料,生产工艺资料 ,特别是引进了制造P-79发动机核心机所需的全套生产加工设备及制造工艺资料.原来P-79M改进型方案中具有轴对称喷管技术(具有向上20°向下20°矢量角控制功能),我国通过一定的途径购买到了设计资料与图纸.(其中P-79B-300发动机的转向喷口作为课题研究和技术储备
    引进了P-79B-300发动机的技术后,第一步研制推重比为8的“华山-100”涡扇发动机,“华山-100”涡扇发动机将用于J-10M(出口型)和J-10C型.第二步在“华山-100”涡扇发动机的基础上研制推重比为9.16的“华山-200”,第三步研制推重比为9.8的“华山-300”涡扇发动机.首先研制推重比为8的“华山-100”涡扇发动机,研制计划一开始就对设计方案和性能指标完成精确定义，减少技术风险和防止在研制过程中的不切实际的乱上指标.“华山-100”涡扇发动机的研制中全面贯彻了新的国军标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要求. “华山-100”发动机的研制过程遵循“部件试验在前，整机试车在后”的原则，完成了大量的零部件和子系统试验。对高、低压匹配问题进行的大量艰苦工作,以P-79B-300发动机为基础，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面对原型机进行改进，大幅度提高了发动机的技术性能，达到了F110-GE-129IPE发动机的技术水平(F110-GE-129IPE发动机没有矢量喷管,而“华山-100”却有矢量喷管
    华山-100”涡扇发动机的研制分为三个阶段实：
第一阶段：2001年国庆节后～2006年初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，在2005年4月14日17时38分，在中国燃气涡轮研究院地面试车台上，我国自行研制的首台高推重比涡扇发动机核心机，检查性点火试验一次成功，并顺利推到慢车状态！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,在此期间,2001年10月,624所展开了新型涡扇发动机关键技术预研工作,全面研制工作于2003年国庆节后开始.
第二阶段：2006年初－2006年第三季度,完成了验证机设计与验证工作.
第三阶段： 2006年国庆节后～2013年6月为原型机研制时期, 原形机研制经过两个阶段,一是FRET(飞行前鉴定试验阶段)，二是QT(定型试验阶段). 2007年1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, 飞行前鉴定试验于2009年7月初完成, 于2009年7月中旬,在J10X上实现首飞成功,定于2012年第二季度完成设计定型试验。于2014年第四季度完成生产定型试验.
      按照飞机任务要求，“华山”航空发动机在循环参数选择上采用较高的涡轮进口温度、中等总增压比和比较低的涵道比。采用的新技术主要有损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维粘性叶轮机设计方法、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、树脂基复合材料外涵机匣、整体式加力燃烧室设计、陶瓷基复合材料喷管调节片、三元矢量喷管和具有故障诊断和状态监控能力的双余度式全权数字式电子控制系统。　发动机由10个单元体组成.
     “华山-100”涡扇发动机与P-79B-300发动机发动机相比，“华山-100”涡扇发动机有以下几方面的改变：风扇由5级改为3级，压比提高到3.8，直径减小到1000mm，涵道比由1.00减到0.328；为适应低压转子转速提高，重新设计了低压涡轮；为满足战斗机机动飞行要求，设计过载提高到10；对控制系统作了改进，增加了备份装置；为适应J-10飞机的机体，对外部尺寸、管线和防冰系统作了必要的修改；最后，也是很容易被忽略的一点，就是为了减轻重量而不牺牲耐久性，对核心机以外的几乎所有部件和系统都采取了减重措施。“华山”涡扇发动机的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与P-79B-300发动机几乎相同,仅对少量部件做了改进.“华山”涡扇发动机继承了P-79B-300发动机的核心机的90%的零、组件，少量部件做了改进。采用新材料，使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用性能更好的全权限数字式电子控制器
     “华山-100”的特点如下:
一 , 对核心机的零部件进行优化设计，大幅度提高了可靠性与耐久性方面的性能,大幅度的提高热端部件寿命，对气冷单晶叶片的加工工艺进了小幅度的改进,提高产品合格率和耐久性.
二,对加力燃烧室和尾喷管进行改进设计，加力燃烧室参照RD-33的设计方案进行重新设计,采用三维计算流体力学进行设计，使效率更高、点火特性更好。结构简单，零件数减少，维修性得到改善；同时采用新的耐高温合金材料，改进冷却设计，减轻重量.尾喷管也进行重新设计,参照原先P-79M及p-179-300的轴对称喷管方案设计,轴对称喷管具有向上20°向下20°矢量角控制功能，用于调整飞机俯仰飞行姿态。
三, 重新设计了3级风扇，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3.8；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，第1级风扇为宽弦无凸台设计，前缘较厚。叶片表面用激光冲击硬化，减少裂纹扩展并进一步提高外来物损伤容限.
    “华山”涡扇发动机结构和系统
进 气 口　环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片，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。增压比约为3.8。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,叶片表面用激光冲击硬化，减少裂纹扩展并进一步提高外来物损伤容限.风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，用短螺栓分别与第1、3级盘连接。3级静子和转子均为三维流设计.
高压压气机 六级轴流式。增压比6.85。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,进口导流叶片和零～二级静叶可调。
前2级盘用高温钛合金制成，用电子束焊焊为一体，。第2～5级盘由镍基高温合金制成，用电子束焊焊为一体。第6级盘则为单盘,由粉末冶金制成，用短螺栓前与5级盘连在一起。所有6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　 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 火焰筒为整体双层浮壁式结构，采用双通路点火装置,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。
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第一代单晶材料，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。 与高压转子对转。空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承).
加力燃烧室　整体式设计.系在原基础上参照“RD-33”发动机的设计方案重新设计而来，火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36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　 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，但只能在俯仰方向可作±25°偏转。从+20°到-20°的行程中只需1.0秒钟。用于调整飞机俯仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片.
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)　　　 15225.28
中间推力(daN)　　　　　　10522
加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.02
中间耗油率(kg/daN/h)　　0.665
推重比　　　　　　　　　 8.1
空气流量(kg/s)　　　　　 120
涵道比　　　　　　　　　 0.382
总增压比　　　　　　　　 26.03
涡轮进口温度(℃)　　　　 1423
风扇直径(mm)　　　　　　 1.00
最大外直径 1.50
长度(mm)　　　　　　　　 5.01
质量(包括发动机附件和矢量喷管部分)(kg) 1918
另一版本技术数据：
  ·推重比       9一级
  ·涵道比       0．35～0．4
  ·加力推力     16500kg左右
  ·加力耗油率     ≯1．85kg／kg·h
  ·最大状态推力   ≯10500kg
  ·最大状态耗油率 ≯0．75kg／kg·h
  ·总空气流量     ≯130kg／S
  ·总增压比       28左右
  ·涡轮前温度     (地面)1800k左右
   ·加力温度     (地面)2050k左右