超级军网我的收藏品发动机（24张）29楼有网言无忌提供的文字资料 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 21:31:36
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<P>如果你喜欢的话，就做为收藏吧。</P>[em04]
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<P>OK，全部发完。</P><P>自己偷偷顶一下先。</P>[em04]
<P>如果每张图能配上文字说明</P><P>偶马上帮你固顶~~</P>
<P>很遗憾我手头的资料不全，要找一找才能附上。但这需要时间。</P>
偶来顶
牌 号 艾利逊250-C
用 途 民用涡轴发动机
类 型 涡轮轴发动机
国 家 美国
厂 商 艾利逊发动机公司
生产现状 批生产
装机对象 Ⅰ系列：250-C10(T63-A-5) OH-6A。
-C10B(T63-A-5A) OH-6A。
-C10D(T63-A-700) OH-58A、贝尔TH-57A。
-C18系 FH-1100、贝尔206A、贝尔206A-1、休斯369H。
Ⅱ系列：250-C20 OH-6C。
-C20B(T63-A-730) 阿古斯特A109、贝尔206L、“风扇教师”400、休斯500、
BO.105、OH-58C。
-C20C(T63-A-720) OH-58C。
-C20F AS-335E/F。
-C20J 贝尔206B。
-C20R 阿古斯特A109MKⅡ。
-C20W TH-58。
Ⅲ系列：250-C28 贝尔206L-1。
-C28B 贝尔206L-1。
-C28C BO-105LS。
Ⅳ系列：250-C30 休斯530、“风扇教师”600。
-C30P 贝尔206L-Ⅲ。
-C30R 贝尔AHP406。
-C30S 阿古斯特A109SP、S-76MKⅡ。
研制情况</P><P> 艾利逊250-C是美国艾利逊公司(1995年被英国罗尔斯·罗伊斯公司收购)研制的涡轮轴发动机。民用型编号为250-C，军用型编号为T63。1958年该公司根据美国陆军“轻型观察直升机”(LOH)的要求与美国陆军签订全面研制合同。同年开始186kW(250shp)的小型燃气涡轮发动机的试验工作。1959年首次运转。1962年12月250-C10(T63-A-5)取得美国联邦航空局合格证。1963年增大功率的军用型T63-A-5A取得合格证，并于1965年装备“轻型观察直升机”OH-6A。1970年250-C20取得合格证并投入批生产。1974年8月250-C28取得合格证。1976年5月250-C28B和-C28C取得合格证。1976年10月250-C30又脱颖而出并于1978年交付使用。
艾利逊公司的这种发动机采用单转子燃气发生器。该发动机体积小、重量轻而结构布局与众不同。压气机、附件机匣、排气导管、自由涡轮、燃气发生器涡轮和燃烧室依次排列在压气机后面。压缩空气导管引入位于发动机尾部的燃烧室。燃气经位于附件机匣和自由涡轮之间的双出口燃气导管向上排出。
发动机采用单元体结构。为了便于更换，压气机、涡轮、燃烧室和调节器部分是可拆卸的。当主要部件更换时，不必进行校准测量、调整或采取其他特殊的匹配措施。
250-C/T63各型别的安装节、附件传动装置的底座是相同的。
该发动机具有较长的翻修寿命，250-C28和-C30的翻修寿命为3000h，在1500h要进行检查。
250-C/T63共分五个系列。
Ⅰ系列：
250-C10(T63-A-5) 是250-C系列中最早研制成功的型别，民用和军用型结构和性能都相同。
250-C10B(T63-A-5A) 是250-C10的功率增大型。其主要改进是提高了燃气发生器涡轮出口温度，从250-C10的671℃提高到720℃。1965年9月取得合格证，同年12月交付使用。民用型和军用结构和性能相同。
250-C10D(T63-A-700) 与-C20B的功率相同。为了装贝尔OH-58A轻型观察直升机作了适当的修改。
250-C18 与-C10B的功率相同。为适应所装备的直升机作了适当修改。1965年9月取得合格证。
250-C18A 与-C18的功率相同，为装休斯369H作了适当修改。1965年取得合格证。日本三菱重工业公司获得-C18和-C18A的制造专利，命名为CT63-M-5A。
250-C18B/C 与-C18功率和结构相同，但增设了水－乙醇喷射装置，1967年9月取得合格证。
250-C18 与-C18结构和功率相同，只是排气装置改为向下排气。1968年1月取得合格证。
Ⅱ系列：
250-C20(T63-A-710) 是-C18的功率增大型，主要改进是增大第1级压气机和第1级涡轮盘的直径。1970年取得合格证。
250-C20B(T63-A-730) 是-C20的功率增大型。主要改进是提高压气机压比，有水－乙醇喷射装置。1974年2月取得合格证。德国MTU公司有制造专利，并将该发动机命名为250-MTU-C20B。
250-C20C(T63-A-720) 与-C20B相似，但没有水－乙醇喷射装置，是贝尔OH-58C侦察直升机过渡计划的生产型发动机。
250-620F 是-C20的改型，功率比-C20大20轴马力。1979年1月取得合格证，同年10月交付使用。
250-C20R/R1/R2/R4 是-C20Ⅱ系列中功率最高的一个分支，-C20R2于1986年9月12日取得合格证。-R2于1987年3月5日取得合格证。-C20R1是-C20B的改型。在-C20B的基础上将输出功率提高到335.5kW。
-C20R2与-C20R1相似，但没有电子动力涡轮超转系统。
-C20R4与-C20R2相似，但转矩齿轮与PTO齿轮之间的啮合频率可从5000Hz变化到6000Hz，而输出转速不变。
250-C20W 与-C10A相似，只是为了装TH-58作了一些修改。取消了附件齿轮箱备份的附件。该发动机的功率变化与-C20F相同。
Ⅲ系列：
250-C28 在-C20的基础上发展的新型号，其功率比-C20提高100轴马力。主要改进是-C20的轴流加离心的压气机转子用单级高效率的离心压气机转子取代。1976年5月取得合格证。
250-C28B 结构和性能与-C28相同，但增设了整体进口粒子分离器。
250-C28C 与-C28B结构和性能相同，但不带进口粒子分离器。
Ⅳ系列：
250-C30/T703 是在-C28的基础上发展起来的新型号，主要改进了燃气发生器涡轮。其功率比-C28提高113kW，比-C28有更高的功重比，更低的耗油率。设有整体燃油增压泵。1978年3月-C30取得合格证，1981年9月-C30P取得合格证。1982年6月-C30C取得合格证，1983年1月-C30M取得合格证，同年7月-C30R取得合格证。1989年3月-C30G取得合格证。-C30R的军用牌号是T703-A-700。250-C30的军用牌号是T703。
Ⅴ系列：
是在-C30基础上发展的最新型号。该发动机的压气机、自由涡轮和齿轮箱均与-C30的相同，两者可互换。但该发动机采用单级燃气发生器涡轮，转子叶片材料为MAR-M-247。采用气冷导向器。</P><P>艾利逊250-C
(Allison 250-C, T63) 结构和系统
(250-C20)
进气装置 环形。整体式钢进气机匣，内有5个支板。
减 速 器 下偏置减速器，减速比0.1715。输出轴可前传或后传，转速6000r/min。-C28B、-C28C
及-C30的输出轴转速为6016r/min。
压 气 机 Ⅰ、Ⅱ系列皆为组合式，由6级整体铸造的轴流级加1级整体铸造的离心级组成。Ⅲ、Ⅳ
系列采用单级离心式钛合金转子。对开式外机匣。Ⅰ、Ⅱ系列的6排静子叶片和扩压机
匣焊在一起。压气机转子装在燃气发生器涡轮的内轴上。2个向后的外部空气导管通往
燃烧室。
燃 烧 室 回流环形。材料为钢，位于发动机后部。一个双油路喷嘴位于燃烧室头部、一个靠近喷
嘴的点火塞由电容器放电点火。Ⅱ系列采用两个点火塞双重点火。
燃 气
发 生 器
涡 轮 2级轴流式(Ⅴ系列为单级导向器，导向叶片采用气冷式)。高温镍基材料实心叶片和盘整
体铸造。机匣水平对开。涡轮转子通过内轴驱动压气机。从燃烧室出来的燃气向前进入
涡轮，再经排气导管排出机外。
自由涡轮 2级轴流式。装在外轴上带动减速器。排气温度793℃。
排气装置 固定面积的双排气管，夹角40°。除-C19向下排气外，都向上排气。
控制系统 机械液压式控制系统。等转速调节。
燃油系统 采用皮斯科公司024918燃油泵，供油压力4119kPa。钱德勒·伊万斯公司的MC-40气动燃
油控制和调节器。森德斯特兰德航空公司的单或双联燃油泵。燃油规格为ASTM-A或A-1
(-C20用ASTMD-1655)和MIL-T-5624，用JP-4、JP-5燃油或柴油。-C28B/C发动机采用
MIL-G-5572汽油作应急燃油。
滑油系统 回路系统。压力412kPa。滑油规格MIL-L-7808，粘度3.0mm2/s。滑油消耗量0.022kg/h。
起动系统 起动机发电机。1970年利尔·西格勒与塔利两家公司共同发展了一种火药助推电动起动机
发电机系统。用于军用T63发动机，改进寒冷季节起动的可靠性并取消热起动。
点火系统 用本迪克斯公司TCN-118或GLA-43754高能点火系统。
防冰系统 热空气防冰系统。电动防冰活门。
支承系统 压气机转子前端用一个轴承，后端即涡轮转子前端用两个轴承支承，在涡轮后没有轴承。
自由涡轮的两个轴承都在前端。
艾利逊250-C
(Allison 250-C, T63) 技术数据
起飞功率(kW)
Ⅰ系列
250-C10 186
-C10B/-C10D 236
-C18/A/B/C 236
-C19 236
Ⅱ系列
250-C20 298
-C20B/F/J/S 313
Ⅲ系列
250-C28/B/C(30 min) 373
Ⅳ系列
250-C30/L/M/P/R/S(5 min) 485
-C30(2.5min,32.2℃) 522
Ⅴ系列
250-C34 548
最大连续功率(kW)
250-C20 258
-C20B 298
-C20B 283
-C28 356
-C28B 368
-C30 415
-C34 469
巡航功率(90%/75%最大连续功率, kW)
250-C20 232/194
-C20B 248/207
-C28 293/245
-C28B 332/277
-C28C 339/283
-C30 374/312
起飞耗油率[kg/(kW·h)]
250-C20 0.383
-C20B 0.396
-C20R 0.370
-C28 0.389
-C28B 0.369
-C28C 0.366
-C30 0.360
-C34 0.363
最大连续耗油率[kg/(kW·h)]
250-C20 0.389
-C20B 0.394
-C28 0.389
-C28B 0.369
-C28C 0.367
-C30 0.369
-C34C 0.372
巡航耗油率[90%/75%最大连续功率, kg/(kW·h)]
250-C20 0.402/0.425
-C20B 0.405/0.432
-C28B 0.379/0.402
-C28C 0.375/0.397
-C30 0.380/0.400
功重比(kW/daN)
250-C20B 4.5
-C28B 3.7
-C28C 3.7
-C30 4.9
空气流量(kg/s)
250-C20 1.5
-C20B 1.6
-C28B/C 2.0
-C30 2.5
总增压比
250-C20 7.0
-C20B 7.1
-C28B/C 8.5
-C30 8.5
燃气发生器涡轮出口温度(℃)
250-C20B 810
-C28B/C 730
-C30 740
长度(mm)
250-C20 1034
-C20B 1034
-C28 1092
-C28C 1201
-C30 1105
宽度(mm)
250-C20 483
-C20B 483
-C28 557
-C30 557
高度(mm)
250-C20 589
-C20B 589
-C28 638
-C30 638
质量(kg)
250-C20 71.7
-C20B 71.7
-C20R 76.0
-C28 99.3
-C28B/C 104.0
-C30 109.3
</P>
用 途 民用涡轴发动机
类 型 涡轮轴发动机
国 家 美国
厂 商 艾利逊发动机公司
生产现状 批生产
装机对象 Ⅰ系列：250-C10(T63-A-5) OH-6A。
-C10B(T63-A-5A) OH-6A。
-C10D(T63-A-700) OH-58A、贝尔TH-57A。
-C18系 FH-1100、贝尔206A、贝尔206A-1、休斯369H。
Ⅱ系列：250-C20 OH-6C。
-C20B(T63-A-730) 阿古斯特A109、贝尔206L、“风扇教师”400、休斯500、
BO.105、OH-58C。
-C20C(T63-A-720) OH-58C。
-C20F AS-335E/F。
-C20J 贝尔206B。
-C20R 阿古斯特A109MKⅡ。
-C20W TH-58。
Ⅲ系列：250-C28 贝尔206L-1。
-C28B 贝尔206L-1。
-C28C BO-105LS。
Ⅳ系列：250-C30 休斯530、“风扇教师”600。
-C30P 贝尔206L-Ⅲ。
-C30R 贝尔AHP406。
-C30S 阿古斯特A109SP、S-76MKⅡ。
研制情况</P><P> 艾利逊250-C是美国艾利逊公司(1995年被英国罗尔斯·罗伊斯公司收购)研制的涡轮轴发动机。民用型编号为250-C，军用型编号为T63。1958年该公司根据美国陆军“轻型观察直升机”(LOH)的要求与美国陆军签订全面研制合同。同年开始186kW(250shp)的小型燃气涡轮发动机的试验工作。1959年首次运转。1962年12月250-C10(T63-A-5)取得美国联邦航空局合格证。1963年增大功率的军用型T63-A-5A取得合格证，并于1965年装备“轻型观察直升机”OH-6A。1970年250-C20取得合格证并投入批生产。1974年8月250-C28取得合格证。1976年5月250-C28B和-C28C取得合格证。1976年10月250-C30又脱颖而出并于1978年交付使用。
艾利逊公司的这种发动机采用单转子燃气发生器。该发动机体积小、重量轻而结构布局与众不同。压气机、附件机匣、排气导管、自由涡轮、燃气发生器涡轮和燃烧室依次排列在压气机后面。压缩空气导管引入位于发动机尾部的燃烧室。燃气经位于附件机匣和自由涡轮之间的双出口燃气导管向上排出。
发动机采用单元体结构。为了便于更换，压气机、涡轮、燃烧室和调节器部分是可拆卸的。当主要部件更换时，不必进行校准测量、调整或采取其他特殊的匹配措施。
250-C/T63各型别的安装节、附件传动装置的底座是相同的。
该发动机具有较长的翻修寿命，250-C28和-C30的翻修寿命为3000h，在1500h要进行检查。
250-C/T63共分五个系列。
Ⅰ系列：
250-C10(T63-A-5) 是250-C系列中最早研制成功的型别，民用和军用型结构和性能都相同。
250-C10B(T63-A-5A) 是250-C10的功率增大型。其主要改进是提高了燃气发生器涡轮出口温度，从250-C10的671℃提高到720℃。1965年9月取得合格证，同年12月交付使用。民用型和军用结构和性能相同。
250-C10D(T63-A-700) 与-C20B的功率相同。为了装贝尔OH-58A轻型观察直升机作了适当的修改。
250-C18 与-C10B的功率相同。为适应所装备的直升机作了适当修改。1965年9月取得合格证。
250-C18A 与-C18的功率相同，为装休斯369H作了适当修改。1965年取得合格证。日本三菱重工业公司获得-C18和-C18A的制造专利，命名为CT63-M-5A。
250-C18B/C 与-C18功率和结构相同，但增设了水－乙醇喷射装置，1967年9月取得合格证。
250-C18 与-C18结构和功率相同，只是排气装置改为向下排气。1968年1月取得合格证。
Ⅱ系列：
250-C20(T63-A-710) 是-C18的功率增大型，主要改进是增大第1级压气机和第1级涡轮盘的直径。1970年取得合格证。
250-C20B(T63-A-730) 是-C20的功率增大型。主要改进是提高压气机压比，有水－乙醇喷射装置。1974年2月取得合格证。德国MTU公司有制造专利，并将该发动机命名为250-MTU-C20B。
250-C20C(T63-A-720) 与-C20B相似，但没有水－乙醇喷射装置，是贝尔OH-58C侦察直升机过渡计划的生产型发动机。
250-620F 是-C20的改型，功率比-C20大20轴马力。1979年1月取得合格证，同年10月交付使用。
250-C20R/R1/R2/R4 是-C20Ⅱ系列中功率最高的一个分支，-C20R2于1986年9月12日取得合格证。-R2于1987年3月5日取得合格证。-C20R1是-C20B的改型。在-C20B的基础上将输出功率提高到335.5kW。
-C20R2与-C20R1相似，但没有电子动力涡轮超转系统。
-C20R4与-C20R2相似，但转矩齿轮与PTO齿轮之间的啮合频率可从5000Hz变化到6000Hz，而输出转速不变。
250-C20W 与-C10A相似，只是为了装TH-58作了一些修改。取消了附件齿轮箱备份的附件。该发动机的功率变化与-C20F相同。
Ⅲ系列：
250-C28 在-C20的基础上发展的新型号，其功率比-C20提高100轴马力。主要改进是-C20的轴流加离心的压气机转子用单级高效率的离心压气机转子取代。1976年5月取得合格证。
250-C28B 结构和性能与-C28相同，但增设了整体进口粒子分离器。
250-C28C 与-C28B结构和性能相同，但不带进口粒子分离器。
Ⅳ系列：
250-C30/T703 是在-C28的基础上发展起来的新型号，主要改进了燃气发生器涡轮。其功率比-C28提高113kW，比-C28有更高的功重比，更低的耗油率。设有整体燃油增压泵。1978年3月-C30取得合格证，1981年9月-C30P取得合格证。1982年6月-C30C取得合格证，1983年1月-C30M取得合格证，同年7月-C30R取得合格证。1989年3月-C30G取得合格证。-C30R的军用牌号是T703-A-700。250-C30的军用牌号是T703。
Ⅴ系列：
是在-C30基础上发展的最新型号。该发动机的压气机、自由涡轮和齿轮箱均与-C30的相同，两者可互换。但该发动机采用单级燃气发生器涡轮，转子叶片材料为MAR-M-247。采用气冷导向器。</P><P>艾利逊250-C
(Allison 250-C, T63) 结构和系统
(250-C20)
进气装置 环形。整体式钢进气机匣，内有5个支板。
减 速 器 下偏置减速器，减速比0.1715。输出轴可前传或后传，转速6000r/min。-C28B、-C28C
及-C30的输出轴转速为6016r/min。
压 气 机 Ⅰ、Ⅱ系列皆为组合式，由6级整体铸造的轴流级加1级整体铸造的离心级组成。Ⅲ、Ⅳ
系列采用单级离心式钛合金转子。对开式外机匣。Ⅰ、Ⅱ系列的6排静子叶片和扩压机
匣焊在一起。压气机转子装在燃气发生器涡轮的内轴上。2个向后的外部空气导管通往
燃烧室。
燃 烧 室 回流环形。材料为钢，位于发动机后部。一个双油路喷嘴位于燃烧室头部、一个靠近喷
嘴的点火塞由电容器放电点火。Ⅱ系列采用两个点火塞双重点火。
燃 气
发 生 器
涡 轮 2级轴流式(Ⅴ系列为单级导向器，导向叶片采用气冷式)。高温镍基材料实心叶片和盘整
体铸造。机匣水平对开。涡轮转子通过内轴驱动压气机。从燃烧室出来的燃气向前进入
涡轮，再经排气导管排出机外。
自由涡轮 2级轴流式。装在外轴上带动减速器。排气温度793℃。
排气装置 固定面积的双排气管，夹角40°。除-C19向下排气外，都向上排气。
控制系统 机械液压式控制系统。等转速调节。
燃油系统 采用皮斯科公司024918燃油泵，供油压力4119kPa。钱德勒·伊万斯公司的MC-40气动燃
油控制和调节器。森德斯特兰德航空公司的单或双联燃油泵。燃油规格为ASTM-A或A-1
(-C20用ASTMD-1655)和MIL-T-5624，用JP-4、JP-5燃油或柴油。-C28B/C发动机采用
MIL-G-5572汽油作应急燃油。
滑油系统 回路系统。压力412kPa。滑油规格MIL-L-7808，粘度3.0mm2/s。滑油消耗量0.022kg/h。
起动系统 起动机发电机。1970年利尔·西格勒与塔利两家公司共同发展了一种火药助推电动起动机
发电机系统。用于军用T63发动机，改进寒冷季节起动的可靠性并取消热起动。
点火系统 用本迪克斯公司TCN-118或GLA-43754高能点火系统。
防冰系统 热空气防冰系统。电动防冰活门。
支承系统 压气机转子前端用一个轴承，后端即涡轮转子前端用两个轴承支承，在涡轮后没有轴承。
自由涡轮的两个轴承都在前端。
艾利逊250-C
(Allison 250-C, T63) 技术数据
起飞功率(kW)
Ⅰ系列
250-C10 186
-C10B/-C10D 236
-C18/A/B/C 236
-C19 236
Ⅱ系列
250-C20 298
-C20B/F/J/S 313
Ⅲ系列
250-C28/B/C(30 min) 373
Ⅳ系列
250-C30/L/M/P/R/S(5 min) 485
-C30(2.5min,32.2℃) 522
Ⅴ系列
250-C34 548
最大连续功率(kW)
250-C20 258
-C20B 298
-C20B 283
-C28 356
-C28B 368
-C30 415
-C34 469
巡航功率(90%/75%最大连续功率, kW)
250-C20 232/194
-C20B 248/207
-C28 293/245
-C28B 332/277
-C28C 339/283
-C30 374/312
起飞耗油率[kg/(kW·h)]
250-C20 0.383
-C20B 0.396
-C20R 0.370
-C28 0.389
-C28B 0.369
-C28C 0.366
-C30 0.360
-C34 0.363
最大连续耗油率[kg/(kW·h)]
250-C20 0.389
-C20B 0.394
-C28 0.389
-C28B 0.369
-C28C 0.367
-C30 0.369
-C34C 0.372
巡航耗油率[90%/75%最大连续功率, kg/(kW·h)]
250-C20 0.402/0.425
-C20B 0.405/0.432
-C28B 0.379/0.402
-C28C 0.375/0.397
-C30 0.380/0.400
功重比(kW/daN)
250-C20B 4.5
-C28B 3.7
-C28C 3.7
-C30 4.9
空气流量(kg/s)
250-C20 1.5
-C20B 1.6
-C28B/C 2.0
-C30 2.5
总增压比
250-C20 7.0
-C20B 7.1
-C28B/C 8.5
-C30 8.5
燃气发生器涡轮出口温度(℃)
250-C20B 810
-C28B/C 730
-C30 740
长度(mm)
250-C20 1034
-C20B 1034
-C28 1092
-C28C 1201
-C30 1105
宽度(mm)
250-C20 483
-C20B 483
-C28 557
-C30 557
高度(mm)
250-C20 589
-C20B 589
-C28 638
-C30 638
质量(kg)
250-C20 71.7
-C20B 71.7
-C20R 76.0
-C28 99.3
-C28B/C 104.0
-C30 109.3
</P>
“宝石”涡轮轴发动机牌 号 “宝石”
用 途 军用涡轴发动机
类 型 涡轮轴发动机
国 家 英国
厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状 批生产
装机对象 “宝石”2 “山猫”。
“宝石”41 “山猫”和W30。
“宝石”42 “山猫”。
“宝石”60 “山猫”和W30。
“宝石”1004 A129。
研制情况</P> “宝石”发动机是英国原布里斯托尔·西德利公司研制的双转子涡轮轴发动机。在罗尔斯·罗伊斯公司吞并布里斯托尔·西德利公司之前，英、法签订协议时命名为RS.360。1968年1月开始研制。1969年7月燃气发生器首次运转。1970年9月验证机首次运转，1971年3月装在“山猫”直升机上首次飞行。1973年1月生产型发动机开始作150h耐久试验，1976年10月“宝石”41生产型发动机开始交付。1979年12月“宝石”41获英国民用航空局(BCAA)适航证。1981年5月首批“宝石”41交付使用。1982年2月“宝石”60首次运转。1982年11月“宝石”60开始交付，1983年11月获英国民用航空管理局适航证。
“宝石”发动机开始是针对“山猫”中型多用途军用直升机的需要发展的，1980年又用于民用运输直升机。在“山猫”直升机设计时，本来有现成的美国涡轮发动机可供选用。但英、法两国政府为保护自身利益，确定由布里斯托尔·西德利公司研制一种新发动机，并负责大部分工作，法国透博梅卡公司承担25%的工作量。
“宝石”发动机的研制和工装费当时约2000万英镑(4696.2万美元)。
“宝石”发动机的设计强调在多发应用条件下安全、可靠、维护方便、耗油率低。为了避免发动机重量大、结构复杂和技术上的风险，选用了保守的应力和热负荷，采用了成熟的设计和制造技术，吸取了许多种发动机经验。如达特发动机的长寿命涡轮导向器叶片的设计；诺姆和宁巴斯的防盐水腐蚀的经验；苔茵的双转子燃气发生器的设计技术以及齿轮的强度设计经验；威派尔的蒸发式喷嘴；T.112的回流式燃烧室；宁巴斯的防尘沙装置和相位测扭计。
“宝石”发动机共分7个单元体。各单元体装拆和更换时间长短不等，复杂的需要22人时，简单的只需0.5人时。更换旋转件不需要重新平衡，也不需要进行调整运转，因而节省时间和燃油，也提高了有效利用率。
压气机和涡轮机匣采用了双层结构，以加强刚性和对叶片的包容作用。内机匣不承力并采用松孔镀铝结构。外机匣承受轴向和径向力并将力传递给飞机。在内外机匣之间引入少量热燃气对叶尖间隙进行控制，以便使间隙在各种工作状态都保持最小，从而提高压气机效率。
挤压油膜轴承的采用使减振效率达60%。挤压油膜厚度为0.102～0.152mm，供油压力为345～414kPa。减振效果好。还采用了大量的状态监控设备：如监控磁性材料转动部件的磁堵；监视非磁性材料转动部件工作状态的光谱仪；检查叶片、燃烧室和转子有无裂纹和损伤的孔探仪；监控发动机振动状况的测振仪和监视总性能水平的扭矩仪。
“宝石”发动机由于采用了上述新技术和新设备，各部件各单元体翻修寿命迅速提高，目前，主减速器和附件传动齿轮传动装置已实现视情维护。进气装置、低压压气机、高压转子、燃烧室和低压涡轮的翻修寿命已达到1000h，自由涡轮已达到1200h。今后，经过努力发动机热端部件的最低翻修寿命将可达2000h，冷端部件的翻修寿命可达4000h。
“宝石”发动机工作泼辣，能经受猛烈操作，有较大的喘振裕度。空中起动可靠。
“宝石”发动机投入使用之前进行了大量的试验。包括结构完整性试验、吸入试验、飞行试验、关键转动部件和结构的疲劳试验，总运转时数超过40000h，使用了50台发动机作试验研究。为了满足军民用直升机市场日益扩大的需要，罗·罗公司在“宝石”2的基础上发展的各型别如下：
“宝石”Mk1001 “宝石”系列的第一种生产型发动机。
“宝石”2 “宝石”Mk1001的出口型，性能和尺寸与Mk1001相同。该发动机与其他宝石发动机的差别是用直接传动单元体代替与自由涡轮转速输出匹配的减速齿轮箱。1979年12月取得适航证。
RR1004 “宝石”2的改型，为意大利的A129直升机发展的，并在意大利按专利许可证进行生产。1986年研制成功。
“宝石”41系 包括军用型和民用型两种。Mk2010为军用型，其中包括“宝石”41-1和“宝石”41-2两个型别。“宝石”41的民用型有“宝石”Mk1014和“宝石”Mk510。军用型和民用型的性能和尺寸皆相同。“宝石”41系是在“宝石”2的基础上发展的较大功率型。与“宝石”2相比，其内部结构有许多变化：改进了游星齿轮的润滑系统；空气流量从3.13kg/s增加到3.56kg/s；重新调整了第1、2级低压压气机叶片的扭转角度；第1级高压涡轮叶片采用定向凝固叶片，使涡轮进口温度提高到1148℃，第2级高压涡轮材料也作了更改，并采用包容环，“宝石”41系于1975年4月首次运转，1978年7月定型试验，1979年8月首批生产型发动机交付，1979年12月获得英国民用航空管理局许可证。1981年12月获得美联邦航空局许可证。
“宝石”42系列 是“宝石”2和“宝石”41的改型。其功率与“宝石”41的相同，提高了可靠性和性能保持能力。1986年取得适航证。
“宝石”43 是“宝石”41的改型，也称“宝石”43-1。其主要改进是采用数字式电子控制系统代替机械液压系统。此外，取消了中间级的放气活门，并降低了生产成本。1983年交付使用。
“宝石”60 “宝石”41的加大功率型。其主要改进有：采用新的燃油总管和新的低压压气机；提高压气机效率；空气流量比“宝石”41/43增加16.5%；采用汉密尔顿标准公司的全数字式控制系统。1983年取得合格证。
“宝石”Mk530/Mk531 “宝石”60的民用型，性能和尺寸与“宝石”60的相同。
目前“宝石”发动机为12个国家、13个军队用户的直升机提供动力。最新型的“宝石”-42于2000年应用在德国海军的山猫MK88A直升机上。截止2003年已经生产了1100多台发动机。在27年的服役期内，总累积300多万飞行小时。
结构和系统
(“宝石”2)
进气装置 环形。整体式机匣。减速器装在进气锥内。无进口导流叶片。采用压气机热空气防
冰。设有粒子分离器，外机匣上装有附件和安装节。
减 速 器 减速比0.2222，输入转速27000r/min，输出转速6000r/min。采用游星人字齿轮。人
字齿轮是由两个斜齿轮用电子束焊接而成，工作平稳、振动小，轴向力互相抵消。
由太阳轮输入，经固定整体式游星架输出。3个游星齿轮用滑动轴承支承，轴颈采用
巴氏合金铸造而成。
低 压
压 气 机 4级轴流式。整体机匣。转子安装在低压涡轮的中传动轴前端。第1级为跨音速，进
口M数叶尖为1.15，叶根处为0.8～0.85，其余3级为亚音速。4级转子叶片均为In718
合金。转子为钛合金电子束焊接的盘鼓结构。平均级压比为1.375，效率为0.865。
在起动和低转速时可保证15～20%的喘振裕度。“宝石”41第1级和第2级压气机叶片
的扭转角重新调整，使空气流量增加，提高了功率。
高 压
压 气 机 1级离心式。整体机匣。带19片叶片的离心叶轮安装在高压涡轮轴上。转速为
40000r/min。工作轮和导风轮组成一体。叶轮轮缘处气流速度为音速。效率为0.807。
叶轮用高强度耐热合金锻制，由数控机床加工而成。
燃 烧 室 回流环形燃烧室。17个“L”型气动喷嘴。对碳氢燃料最高燃烧温度可达
2000～2200℃，但火焰筒壁温不超过600～90℃。使用各种代用燃料对性能和可靠性
均无影响。火焰筒材料为Stellite C263合金材料。
高压涡轮 单级轴流式。气冷式导向器叶片。驱动高压压气机转子。高压涡轮叶片不带冠，枞树
形榫头，用渗铝MAR246耐热合金铸造而成。涡轮盘用Ince 718合金。气冷导向器叶片
材料为渗铝C242合金。涡轮膨胀比为2.831，效率为0.855。“宝石”41第1级高压涡
轮叶片采用定向凝固叶片，此外，第2级高压涡轮材料也作了更改，并采用包容环。
低压涡轮 单级轴流式。带冠转子叶片。冠上有封严齿以减少漏气损失。枞树形榫头，采用渗铝
MAR-M-246合金材料。轮盘是用Nimonic 90高温合金锻造的。膨胀比为1.74，效率为
0.875。
自由涡轮 2级轴流式。装在减速器内轴的后端。转子叶片带冠，采用Stellite合金钢。各级导
向器叶片用CROWN合金。盘用Nimonic 90合金钢。
排气装置 固定面积喷管。4个径向支板支撑内锥体。用不锈钢18/8铸造而成。
控制系统 “宝石”2系列和“宝石”41系列都采用机械液压控制系统。“宝石”43/60都采用全
权数字式电子控制系统。
燃油系统 采用普莱赛公司FS200燃油系统。燃油泵的供油压力为4118kPa使用JP-4、JP-5和
Jet A-1燃油。
滑油系统 自给式滑油系统。1级增压泵(只有1个)，3级回油泵(每级2个)。在回油路上装有6个
磁性铁屑检查堵头监视磁性旋转部件的磨损情况，并装有应急报警指示红灯。
起动系统 航空设备公司84534-003起动发电机。
点火系统 用罗塔克斯公司NB10001高能点火系统。2个高能电嘴，能量为2焦尔。4个火炬式汽
化器。可在-54℃的温度点火。
“宝石”
(Gem,RS360) 技术数据
“宝石”发动机各状态的功率 状 态</P>型 别</P>一台发动机不工作两台发动机正常工作应 急
20s
(kW)应 急
2.5 min
(kW)应 急
60 min
(kW)最大起飞
30 min
(kW)最大起飞
5 min
(kW)最大连续
(kW)“宝石”2, Mk1001</P>“宝石”2-3</P>“宝石”41-1, Mk1014</P>“宝石”42, Mk1017</P>“宝石”60-3/1, Mk530</P>“宝石”60-3/3, Mk531</P>RR1004</P>-</P>772</P>-</P>-</P>-</P>-</P>759</P>671</P>716</P>835</P>835</P>897</P>897</P>704</P>619</P>667</P>791</P>791</P>844</P>844</P>657</P>-</P>667</P>-</P>-</P>-</P>-</P>657</P>619</P>-</P>746</P>746</P>844</P>822</P>-</P>559</P>604</P>664</P>664</P>822</P>822</P>615</P>起飞耗油率[kg/(kW·h)]
“宝石”2，Mk1001 0.322
“宝石”41，Mk51D 0.295
“宝石”60 0.371
功重比(5min起飞状态，kW/daN)
“宝石”2，Mk1001 4.6
“宝石”2-3 5.2
“宝石”41，42 5.5
“宝石”60 5.9
空气流量(kg/s)
“宝石”2，Mk1001 3.1
“宝石”41 3.6
“宝石”60 4.2
总增压比
“宝石”2，Mk1001 12
“宝石”41，Mk510 12
涡轮进口温度(℃)
“宝石”2，Mk1001 968
“宝石”41 1148
长度(mm) 1099
宽度(mm) 575
高度(mm) 596
质量(kg)
“宝石”2，Mk1001 150
“宝石”41，Mk510 156
“宝石”2-3 140
“宝石”60 155
用 途 军用涡轴发动机
类 型 涡轮轴发动机
国 家 英国
厂 商 罗尔斯·罗伊斯公司
生产现状 批生产
装机对象 “宝石”2 “山猫”。
“宝石”41 “山猫”和W30。
“宝石”42 “山猫”。
“宝石”60 “山猫”和W30。
“宝石”1004 A129。
研制情况</P> “宝石”发动机是英国原布里斯托尔·西德利公司研制的双转子涡轮轴发动机。在罗尔斯·罗伊斯公司吞并布里斯托尔·西德利公司之前，英、法签订协议时命名为RS.360。1968年1月开始研制。1969年7月燃气发生器首次运转。1970年9月验证机首次运转，1971年3月装在“山猫”直升机上首次飞行。1973年1月生产型发动机开始作150h耐久试验，1976年10月“宝石”41生产型发动机开始交付。1979年12月“宝石”41获英国民用航空局(BCAA)适航证。1981年5月首批“宝石”41交付使用。1982年2月“宝石”60首次运转。1982年11月“宝石”60开始交付，1983年11月获英国民用航空管理局适航证。
“宝石”发动机开始是针对“山猫”中型多用途军用直升机的需要发展的，1980年又用于民用运输直升机。在“山猫”直升机设计时，本来有现成的美国涡轮发动机可供选用。但英、法两国政府为保护自身利益，确定由布里斯托尔·西德利公司研制一种新发动机，并负责大部分工作，法国透博梅卡公司承担25%的工作量。
“宝石”发动机的研制和工装费当时约2000万英镑(4696.2万美元)。
“宝石”发动机的设计强调在多发应用条件下安全、可靠、维护方便、耗油率低。为了避免发动机重量大、结构复杂和技术上的风险，选用了保守的应力和热负荷，采用了成熟的设计和制造技术，吸取了许多种发动机经验。如达特发动机的长寿命涡轮导向器叶片的设计；诺姆和宁巴斯的防盐水腐蚀的经验；苔茵的双转子燃气发生器的设计技术以及齿轮的强度设计经验；威派尔的蒸发式喷嘴；T.112的回流式燃烧室；宁巴斯的防尘沙装置和相位测扭计。
“宝石”发动机共分7个单元体。各单元体装拆和更换时间长短不等，复杂的需要22人时，简单的只需0.5人时。更换旋转件不需要重新平衡，也不需要进行调整运转，因而节省时间和燃油，也提高了有效利用率。
压气机和涡轮机匣采用了双层结构，以加强刚性和对叶片的包容作用。内机匣不承力并采用松孔镀铝结构。外机匣承受轴向和径向力并将力传递给飞机。在内外机匣之间引入少量热燃气对叶尖间隙进行控制，以便使间隙在各种工作状态都保持最小，从而提高压气机效率。
挤压油膜轴承的采用使减振效率达60%。挤压油膜厚度为0.102～0.152mm，供油压力为345～414kPa。减振效果好。还采用了大量的状态监控设备：如监控磁性材料转动部件的磁堵；监视非磁性材料转动部件工作状态的光谱仪；检查叶片、燃烧室和转子有无裂纹和损伤的孔探仪；监控发动机振动状况的测振仪和监视总性能水平的扭矩仪。
“宝石”发动机由于采用了上述新技术和新设备，各部件各单元体翻修寿命迅速提高，目前，主减速器和附件传动齿轮传动装置已实现视情维护。进气装置、低压压气机、高压转子、燃烧室和低压涡轮的翻修寿命已达到1000h，自由涡轮已达到1200h。今后，经过努力发动机热端部件的最低翻修寿命将可达2000h，冷端部件的翻修寿命可达4000h。
“宝石”发动机工作泼辣，能经受猛烈操作，有较大的喘振裕度。空中起动可靠。
“宝石”发动机投入使用之前进行了大量的试验。包括结构完整性试验、吸入试验、飞行试验、关键转动部件和结构的疲劳试验，总运转时数超过40000h，使用了50台发动机作试验研究。为了满足军民用直升机市场日益扩大的需要，罗·罗公司在“宝石”2的基础上发展的各型别如下：
“宝石”Mk1001 “宝石”系列的第一种生产型发动机。
“宝石”2 “宝石”Mk1001的出口型，性能和尺寸与Mk1001相同。该发动机与其他宝石发动机的差别是用直接传动单元体代替与自由涡轮转速输出匹配的减速齿轮箱。1979年12月取得适航证。
RR1004 “宝石”2的改型，为意大利的A129直升机发展的，并在意大利按专利许可证进行生产。1986年研制成功。
“宝石”41系 包括军用型和民用型两种。Mk2010为军用型，其中包括“宝石”41-1和“宝石”41-2两个型别。“宝石”41的民用型有“宝石”Mk1014和“宝石”Mk510。军用型和民用型的性能和尺寸皆相同。“宝石”41系是在“宝石”2的基础上发展的较大功率型。与“宝石”2相比，其内部结构有许多变化：改进了游星齿轮的润滑系统；空气流量从3.13kg/s增加到3.56kg/s；重新调整了第1、2级低压压气机叶片的扭转角度；第1级高压涡轮叶片采用定向凝固叶片，使涡轮进口温度提高到1148℃，第2级高压涡轮材料也作了更改，并采用包容环，“宝石”41系于1975年4月首次运转，1978年7月定型试验，1979年8月首批生产型发动机交付，1979年12月获得英国民用航空管理局许可证。1981年12月获得美联邦航空局许可证。
“宝石”42系列 是“宝石”2和“宝石”41的改型。其功率与“宝石”41的相同，提高了可靠性和性能保持能力。1986年取得适航证。
“宝石”43 是“宝石”41的改型，也称“宝石”43-1。其主要改进是采用数字式电子控制系统代替机械液压系统。此外，取消了中间级的放气活门，并降低了生产成本。1983年交付使用。
“宝石”60 “宝石”41的加大功率型。其主要改进有：采用新的燃油总管和新的低压压气机；提高压气机效率；空气流量比“宝石”41/43增加16.5%；采用汉密尔顿标准公司的全数字式控制系统。1983年取得合格证。
“宝石”Mk530/Mk531 “宝石”60的民用型，性能和尺寸与“宝石”60的相同。
目前“宝石”发动机为12个国家、13个军队用户的直升机提供动力。最新型的“宝石”-42于2000年应用在德国海军的山猫MK88A直升机上。截止2003年已经生产了1100多台发动机。在27年的服役期内，总累积300多万飞行小时。
结构和系统
(“宝石”2)
进气装置 环形。整体式机匣。减速器装在进气锥内。无进口导流叶片。采用压气机热空气防
冰。设有粒子分离器，外机匣上装有附件和安装节。
减 速 器 减速比0.2222，输入转速27000r/min，输出转速6000r/min。采用游星人字齿轮。人
字齿轮是由两个斜齿轮用电子束焊接而成，工作平稳、振动小，轴向力互相抵消。
由太阳轮输入，经固定整体式游星架输出。3个游星齿轮用滑动轴承支承，轴颈采用
巴氏合金铸造而成。
低 压
压 气 机 4级轴流式。整体机匣。转子安装在低压涡轮的中传动轴前端。第1级为跨音速，进
口M数叶尖为1.15，叶根处为0.8～0.85，其余3级为亚音速。4级转子叶片均为In718
合金。转子为钛合金电子束焊接的盘鼓结构。平均级压比为1.375，效率为0.865。
在起动和低转速时可保证15～20%的喘振裕度。“宝石”41第1级和第2级压气机叶片
的扭转角重新调整，使空气流量增加，提高了功率。
高 压
压 气 机 1级离心式。整体机匣。带19片叶片的离心叶轮安装在高压涡轮轴上。转速为
40000r/min。工作轮和导风轮组成一体。叶轮轮缘处气流速度为音速。效率为0.807。
叶轮用高强度耐热合金锻制，由数控机床加工而成。
燃 烧 室 回流环形燃烧室。17个“L”型气动喷嘴。对碳氢燃料最高燃烧温度可达
2000～2200℃，但火焰筒壁温不超过600～90℃。使用各种代用燃料对性能和可靠性
均无影响。火焰筒材料为Stellite C263合金材料。
高压涡轮 单级轴流式。气冷式导向器叶片。驱动高压压气机转子。高压涡轮叶片不带冠，枞树
形榫头，用渗铝MAR246耐热合金铸造而成。涡轮盘用Ince 718合金。气冷导向器叶片
材料为渗铝C242合金。涡轮膨胀比为2.831，效率为0.855。“宝石”41第1级高压涡
轮叶片采用定向凝固叶片，此外，第2级高压涡轮材料也作了更改，并采用包容环。
低压涡轮 单级轴流式。带冠转子叶片。冠上有封严齿以减少漏气损失。枞树形榫头，采用渗铝
MAR-M-246合金材料。轮盘是用Nimonic 90高温合金锻造的。膨胀比为1.74，效率为
0.875。
自由涡轮 2级轴流式。装在减速器内轴的后端。转子叶片带冠，采用Stellite合金钢。各级导
向器叶片用CROWN合金。盘用Nimonic 90合金钢。
排气装置 固定面积喷管。4个径向支板支撑内锥体。用不锈钢18/8铸造而成。
控制系统 “宝石”2系列和“宝石”41系列都采用机械液压控制系统。“宝石”43/60都采用全
权数字式电子控制系统。
燃油系统 采用普莱赛公司FS200燃油系统。燃油泵的供油压力为4118kPa使用JP-4、JP-5和
Jet A-1燃油。
滑油系统 自给式滑油系统。1级增压泵(只有1个)，3级回油泵(每级2个)。在回油路上装有6个
磁性铁屑检查堵头监视磁性旋转部件的磨损情况，并装有应急报警指示红灯。
起动系统 航空设备公司84534-003起动发电机。
点火系统 用罗塔克斯公司NB10001高能点火系统。2个高能电嘴，能量为2焦尔。4个火炬式汽
化器。可在-54℃的温度点火。
“宝石”
(Gem,RS360) 技术数据
“宝石”发动机各状态的功率 状 态</P>型 别</P>一台发动机不工作两台发动机正常工作应 急
20s
(kW)应 急
2.5 min
(kW)应 急
60 min
(kW)最大起飞
30 min
(kW)最大起飞
5 min
(kW)最大连续
(kW)“宝石”2, Mk1001</P>“宝石”2-3</P>“宝石”41-1, Mk1014</P>“宝石”42, Mk1017</P>“宝石”60-3/1, Mk530</P>“宝石”60-3/3, Mk531</P>RR1004</P>-</P>772</P>-</P>-</P>-</P>-</P>759</P>671</P>716</P>835</P>835</P>897</P>897</P>704</P>619</P>667</P>791</P>791</P>844</P>844</P>657</P>-</P>667</P>-</P>-</P>-</P>-</P>657</P>619</P>-</P>746</P>746</P>844</P>822</P>-</P>559</P>604</P>664</P>664</P>822</P>822</P>615</P>起飞耗油率[kg/(kW·h)]
“宝石”2，Mk1001 0.322
“宝石”41，Mk51D 0.295
“宝石”60 0.371
功重比(5min起飞状态，kW/daN)
“宝石”2，Mk1001 4.6
“宝石”2-3 5.2
“宝石”41，42 5.5
“宝石”60 5.9
空气流量(kg/s)
“宝石”2，Mk1001 3.1
“宝石”41 3.6
“宝石”60 4.2
总增压比
“宝石”2，Mk1001 12
“宝石”41，Mk510 12
涡轮进口温度(℃)
“宝石”2，Mk1001 968
“宝石”41 1148
长度(mm) 1099
宽度(mm) 575
高度(mm) 596
质量(kg)
“宝石”2，Mk1001 150
“宝石”41，Mk510 156
“宝石”2-3 140
“宝石”60 155
JT15D涡轮风扇发动机牌 号 JT15D
用 途 军用/民用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 加拿大
厂 商 普拉特·惠特尼加拿大公司
生产现状 生产
装机对象 JT15D-1/1A/1B 赛斯纳“奖状”I。
JT15D-4/4B/4C/4D 赛斯纳“奖状”II、赛斯纳奖状”S/II、“金刚石”I/IA、S.211、TG-10。
JT15D-5 T-47A、“比奇喷气”400/400A。
JT15D-5A 赛斯纳“奖状”V。
JT15D-5B “比奇喷气”400T/T-1A。
JT15D-5C S.211A。
JT15D-5D 赛斯纳“奖状”V超级型。
研制情况</P> JT15D是普拉特·惠特尼加拿大公司研制的中等涵道比、小推力涡轮风扇发动机，可供小型商业或行政机使用。
JT15D-1于1966年6月开始设计，1967年9月23日进行了首次台架试车，1968年8月在CF-100飞机上开始试飞。那时的发动机为双级高压涡轮与单级低压涡轮，推力为889daN。为满足美国赛斯纳飞机公司的要求，又将发动机推力提高到978daN，同时将双级高丈夫涡轮改为单级，单级低压涡轮改为双级。这种改型的发动机于1969年初开始台架试车，同年9月15日装于赛斯纳公司的“奖状”飞机上进行第一次飞行试验。1970年7月16日又装在法国的“帆舰”飞机上进行飞行试验，最后于1971年2月28日完成定型试验。
在JT15D的研制中，利用了美国普拉特·惠特尼公司研制JT9D的经验和本公司对高压比离心压气机长期研究的成果。这样不仅使发动机具有先进的水平，而且也使研制周期缩短。从开始设计到第一次台架试车仅用了一年零三个月；从第一次试车到完成定型仅用了三年半的时间。为进一步满足飞机制造商提出的提高发动机推力10%左右的要求，在JT15D-1定型之前，该公司即于1970年底开始JT15D-4发动机的改型设计工作。在改型中既增大了推力，又使原有零部件减少，使D-1与D-4两型发动机有较多的通用零部件，充分利用了D-1型在试验中所积累的经验。D-4型只在在D-1型风扇后面的低压轴上加了1级轴流压气机，以增大流过核心机的流量。发动机长度相应地增大了101.6mm。
JT15D为解决在低速和类似的飞行条件下鸟和其他外来物的吸入问题，建立了室内的试验装置，并且进行了发动机运行的小鸟吸入试验。试验结果发现风扇叶片的损坏是惊人的，尤其是在叶中凸台以上的部位。因高马赫数(M数)的设计要求使叶片的进气边很薄，在这一部分叶型的弯度也很小。为了解决这一问题，将风扇叶片进行了加固，叶中凸台一直延伸到叶片前缘，并在叶片上部区域再辅以小高度的轴向加强筋。在整台发动机上用近2kg的大鸟作吸入试验时，发现进入离心压气机的一部分鸟体被吸进了管式扩压器。吸入物的能量很大，以致使管式扩压器鱼尾式的出气边破碎，并损坏了压气机的壳体。因此后来将压气机壳体壁面加厚了。
JT15D高压压气机设计得比较先进。单独使用时单位级离心式增压比可达6，出口切向速度达587m/s。在叶轮出口采用高效率的管式扩压器，因此效率可保持在0.777。
该发动机有两级风扇涡轮，第1级采用整体铸造。由于风扇涡轮的强度问题不如压气机涡轮严重，工作温度也较低，开始企图对两级风扇涡轮都采用整体铸造加工，然而第2级风扇涡轮的叶片长，轮毂小，给整体铸造带来很大麻烦。为此，进行了大量的试验，包括金相检验、拉伸、蠕变以及疲劳等强度试验和叶轮的破坏试验，结果表明整体铸造能获得很好的材料性能。整体铸造的第1级风扇涡轮与一般加工方法得到的第2级风扇涡轮相比，加工费节省45%。
D-1/D-1A和D-4型的翻修寿命分别为3500h和3000h。JT15D的主要型别有：
JT15D-1/1A/1B 首批生产系列，1971年获得适航证。1973年推力提高到978daN。
JT15D-4B D-4的改型，高空性能较好。
JT15D-4C D-4的改型，主要差别在于D-4C有维持飞机倒飞的滑油掺混装置和燃油活门电子调节装置。1982年获得合格证。
JT15D-5 D-4的改型，增大了风扇的增压比和流量，并改进了低压压气机和高压压气机。使巡航推力增加25%，耗油率降低3%。风扇叶片采用了无中间凸台、小展弦比的宽弦设计，而-4型的风扇叶片有二道凸台，高压涡轮叶片和电子燃油调节器也得到了改进。该型别于1977年开始研制，1978年4月第一次飞行，1983年初取得适航证。
JT15D-5A 风扇和热端部件性能比-5有所改进。
JT15D-5C JT15D系列的最新型别。滑油系统允许飞机倒飞。
军用型具有专用的润滑系统，提供反向飞行能力。最近取证的JT15D-5D发动机在技术上又进行了改进。换装了耐磨的铝基凯复龙风扇机匣、整体风扇转子和单晶高压涡轮叶片。
结构和系统
进 气 口 环形直接进气，用不锈钢整体铸造。无进口导流叶片。薄合金钢板焊接成的双层进气锥
随风扇一起转动。利用压气机放出的热空气防冰。
风 扇 JT15D-1/4为单级轴流式，有28个钛合金风扇叶片。叶高中间有阻尼凸台与抗外物凸肩，
前者相互抵紧形成一环，后者相互间有间隙，JT15D-5采用无凸台的宽弦风扇叶片，JT15D-5A
采用改进的风扇。风扇机匣均为不锈钢制成。-1型转速为15480r/min，-4/4D型为16860r/min，
其余为16540r/min。压比为1.5。
压 气 机 低压压气机为1级轴流式，与风扇同轴。它也可看作1级辅助增压级，不算低压压气机。高压
压气机为1级离心式，叶轮有16个全长叶片和16个半长叶片。-1/1A/1B型转速为31120r/min，
-4型和-5/5A/5B/5C/5F型为31450r/min，-4B/4C/4D型为31800r/min。
燃 烧 室 回流环形。耐热钢外套，镍基合金联焰管。-4型装有12个双油路离心式燃油喷嘴，总压恢复
系数0.981，燃烧效率0.995。
涡 轮 轴流式。高压1级，低压2级。高压涡轮有71个非冷却的定向凝固转子叶片。低压第1级采用
整体铸造，有61个转子叶片；第2级有55个转子叶片。
尾 喷 管 固定面积喷管。尾锥与内涵机匣通过6个支板焊在一起。内、外涵分开排气，不进行掺混。
控制系统 JT15D-1/4/4B/4D/5A为机液式控制。JT15D-4C/5/5C改用JFC118或JFC119电子控制系统。
燃油系统 燃油泵出口压力4480kPa。使用JP-1、JP-4和JP-5燃油。
滑油系统 综合滑油系统。齿轮泵出口压力552kPa。油箱容积为9.0L。滑油规格为PWA521 II型，CPW202。
起动系统 空气涡轮起动机或起动发电机。
点火系统 火花塞点火器。位置在5点和7点时钟位置(从后向前看)。
支承系统 高压转子由2个轴承支承，离心叶轮前为滚珠轴承，离心叶轮与高压涡轮间为滚棒轴承，低压
转子由3个轴承支承，风扇盘后为滚珠轴承，低压涡轮前、后各有1滚棒轴承，其中涡轮前滚棒
轴承为一中介轴承。
技术数据
起飞推力(daN)
JT15D-1/1A/1B 979
-4/4B/4C/4D 1112
-5/5A/5B 1290
-5C 1419
-5D 1290
最大连续推力(daN)
JT15D-1/1A/1B 930
-4/4B/4C/4D 1056
-5/5A/5B 1290
-5C 1419
-5D 1290
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
JT15D-1/1A/1B 0.551
-4/4B/4C/4D 0.573
-5/5A/5B 0.562
-5C 0.584
推重比 4.26～4.69
空气流量(kg/s)
JT15D-1 31.5
-1A/-1B 33.3
-4/-4B/-4C/-4D 35.27
-5/-5A 37.8
涵道比
JT15D-1 3.3
-1A/-1B 3.3
-4/-4B/-4C/-4D 2.6
-5/-5A 2.0
总增压比
JT15D-1 7.4
-1 7.4
-1A/-1B 7.9
-4/-4B/-4C/-4D 10.5
-5/-5A 12.6
涡轮进口温度(℃)
JT15D-4 1013
直径(mm)
JT15D-1 691
-4 686
长度(mm)
JT15D-1 1506
-4 1600
质量(kg)
JT15D-1 232.5
-1A/1B 235
-4 253
-4B 258
-4C 261
-4D 255
-5/5A 291.5
-5B 291.7
-5C 302
用 途 军用/民用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 加拿大
厂 商 普拉特·惠特尼加拿大公司
生产现状 生产
装机对象 JT15D-1/1A/1B 赛斯纳“奖状”I。
JT15D-4/4B/4C/4D 赛斯纳“奖状”II、赛斯纳奖状”S/II、“金刚石”I/IA、S.211、TG-10。
JT15D-5 T-47A、“比奇喷气”400/400A。
JT15D-5A 赛斯纳“奖状”V。
JT15D-5B “比奇喷气”400T/T-1A。
JT15D-5C S.211A。
JT15D-5D 赛斯纳“奖状”V超级型。
研制情况</P> JT15D是普拉特·惠特尼加拿大公司研制的中等涵道比、小推力涡轮风扇发动机，可供小型商业或行政机使用。
JT15D-1于1966年6月开始设计，1967年9月23日进行了首次台架试车，1968年8月在CF-100飞机上开始试飞。那时的发动机为双级高压涡轮与单级低压涡轮，推力为889daN。为满足美国赛斯纳飞机公司的要求，又将发动机推力提高到978daN，同时将双级高丈夫涡轮改为单级，单级低压涡轮改为双级。这种改型的发动机于1969年初开始台架试车，同年9月15日装于赛斯纳公司的“奖状”飞机上进行第一次飞行试验。1970年7月16日又装在法国的“帆舰”飞机上进行飞行试验，最后于1971年2月28日完成定型试验。
在JT15D的研制中，利用了美国普拉特·惠特尼公司研制JT9D的经验和本公司对高压比离心压气机长期研究的成果。这样不仅使发动机具有先进的水平，而且也使研制周期缩短。从开始设计到第一次台架试车仅用了一年零三个月；从第一次试车到完成定型仅用了三年半的时间。为进一步满足飞机制造商提出的提高发动机推力10%左右的要求，在JT15D-1定型之前，该公司即于1970年底开始JT15D-4发动机的改型设计工作。在改型中既增大了推力，又使原有零部件减少，使D-1与D-4两型发动机有较多的通用零部件，充分利用了D-1型在试验中所积累的经验。D-4型只在在D-1型风扇后面的低压轴上加了1级轴流压气机，以增大流过核心机的流量。发动机长度相应地增大了101.6mm。
JT15D为解决在低速和类似的飞行条件下鸟和其他外来物的吸入问题，建立了室内的试验装置，并且进行了发动机运行的小鸟吸入试验。试验结果发现风扇叶片的损坏是惊人的，尤其是在叶中凸台以上的部位。因高马赫数(M数)的设计要求使叶片的进气边很薄，在这一部分叶型的弯度也很小。为了解决这一问题，将风扇叶片进行了加固，叶中凸台一直延伸到叶片前缘，并在叶片上部区域再辅以小高度的轴向加强筋。在整台发动机上用近2kg的大鸟作吸入试验时，发现进入离心压气机的一部分鸟体被吸进了管式扩压器。吸入物的能量很大，以致使管式扩压器鱼尾式的出气边破碎，并损坏了压气机的壳体。因此后来将压气机壳体壁面加厚了。
JT15D高压压气机设计得比较先进。单独使用时单位级离心式增压比可达6，出口切向速度达587m/s。在叶轮出口采用高效率的管式扩压器，因此效率可保持在0.777。
该发动机有两级风扇涡轮，第1级采用整体铸造。由于风扇涡轮的强度问题不如压气机涡轮严重，工作温度也较低，开始企图对两级风扇涡轮都采用整体铸造加工，然而第2级风扇涡轮的叶片长，轮毂小，给整体铸造带来很大麻烦。为此，进行了大量的试验，包括金相检验、拉伸、蠕变以及疲劳等强度试验和叶轮的破坏试验，结果表明整体铸造能获得很好的材料性能。整体铸造的第1级风扇涡轮与一般加工方法得到的第2级风扇涡轮相比，加工费节省45%。
D-1/D-1A和D-4型的翻修寿命分别为3500h和3000h。JT15D的主要型别有：
JT15D-1/1A/1B 首批生产系列，1971年获得适航证。1973年推力提高到978daN。
JT15D-4B D-4的改型，高空性能较好。
JT15D-4C D-4的改型，主要差别在于D-4C有维持飞机倒飞的滑油掺混装置和燃油活门电子调节装置。1982年获得合格证。
JT15D-5 D-4的改型，增大了风扇的增压比和流量，并改进了低压压气机和高压压气机。使巡航推力增加25%，耗油率降低3%。风扇叶片采用了无中间凸台、小展弦比的宽弦设计，而-4型的风扇叶片有二道凸台，高压涡轮叶片和电子燃油调节器也得到了改进。该型别于1977年开始研制，1978年4月第一次飞行，1983年初取得适航证。
JT15D-5A 风扇和热端部件性能比-5有所改进。
JT15D-5C JT15D系列的最新型别。滑油系统允许飞机倒飞。
军用型具有专用的润滑系统，提供反向飞行能力。最近取证的JT15D-5D发动机在技术上又进行了改进。换装了耐磨的铝基凯复龙风扇机匣、整体风扇转子和单晶高压涡轮叶片。
结构和系统
进 气 口 环形直接进气，用不锈钢整体铸造。无进口导流叶片。薄合金钢板焊接成的双层进气锥
随风扇一起转动。利用压气机放出的热空气防冰。
风 扇 JT15D-1/4为单级轴流式，有28个钛合金风扇叶片。叶高中间有阻尼凸台与抗外物凸肩，
前者相互抵紧形成一环，后者相互间有间隙，JT15D-5采用无凸台的宽弦风扇叶片，JT15D-5A
采用改进的风扇。风扇机匣均为不锈钢制成。-1型转速为15480r/min，-4/4D型为16860r/min，
其余为16540r/min。压比为1.5。
压 气 机 低压压气机为1级轴流式，与风扇同轴。它也可看作1级辅助增压级，不算低压压气机。高压
压气机为1级离心式，叶轮有16个全长叶片和16个半长叶片。-1/1A/1B型转速为31120r/min，
-4型和-5/5A/5B/5C/5F型为31450r/min，-4B/4C/4D型为31800r/min。
燃 烧 室 回流环形。耐热钢外套，镍基合金联焰管。-4型装有12个双油路离心式燃油喷嘴，总压恢复
系数0.981，燃烧效率0.995。
涡 轮 轴流式。高压1级，低压2级。高压涡轮有71个非冷却的定向凝固转子叶片。低压第1级采用
整体铸造，有61个转子叶片；第2级有55个转子叶片。
尾 喷 管 固定面积喷管。尾锥与内涵机匣通过6个支板焊在一起。内、外涵分开排气，不进行掺混。
控制系统 JT15D-1/4/4B/4D/5A为机液式控制。JT15D-4C/5/5C改用JFC118或JFC119电子控制系统。
燃油系统 燃油泵出口压力4480kPa。使用JP-1、JP-4和JP-5燃油。
滑油系统 综合滑油系统。齿轮泵出口压力552kPa。油箱容积为9.0L。滑油规格为PWA521 II型，CPW202。
起动系统 空气涡轮起动机或起动发电机。
点火系统 火花塞点火器。位置在5点和7点时钟位置(从后向前看)。
支承系统 高压转子由2个轴承支承，离心叶轮前为滚珠轴承，离心叶轮与高压涡轮间为滚棒轴承，低压
转子由3个轴承支承，风扇盘后为滚珠轴承，低压涡轮前、后各有1滚棒轴承，其中涡轮前滚棒
轴承为一中介轴承。
技术数据
起飞推力(daN)
JT15D-1/1A/1B 979
-4/4B/4C/4D 1112
-5/5A/5B 1290
-5C 1419
-5D 1290
最大连续推力(daN)
JT15D-1/1A/1B 930
-4/4B/4C/4D 1056
-5/5A/5B 1290
-5C 1419
-5D 1290
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
JT15D-1/1A/1B 0.551
-4/4B/4C/4D 0.573
-5/5A/5B 0.562
-5C 0.584
推重比 4.26～4.69
空气流量(kg/s)
JT15D-1 31.5
-1A/-1B 33.3
-4/-4B/-4C/-4D 35.27
-5/-5A 37.8
涵道比
JT15D-1 3.3
-1A/-1B 3.3
-4/-4B/-4C/-4D 2.6
-5/-5A 2.0
总增压比
JT15D-1 7.4
-1 7.4
-1A/-1B 7.9
-4/-4B/-4C/-4D 10.5
-5/-5A 12.6
涡轮进口温度(℃)
JT15D-4 1013
直径(mm)
JT15D-1 691
-4 686
长度(mm)
JT15D-1 1506
-4 1600
质量(kg)
JT15D-1 232.5
-1A/1B 235
-4 253
-4B 258
-4C 261
-4D 255
-5/5A 291.5
-5B 291.7
-5C 302
拉扎克涡轮风扇发动机牌 号 拉扎克
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 透博梅卡/国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
装机对象 达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”。
04-H20 印度的新型单发教练机HJT36
04-R20 俄罗斯MiG-AT飞机
研制情况</P> 拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后来主要用于军用教练/攻击机。研制工作于1968年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机和附件传动齿轮箱，SNECMA公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系统。1969年5月，拉扎克01首次试车。1972年5月，标准生产型拉扎克05首次试车，1975年5月定型。在定型前共积累10000h试车，包括高空模拟试验和飞行试验。
投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。
1993年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克04R20发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT可能于1995年首飞。
Snecma Moteurs公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗斯发动机制造商Klimov组成团队，提高Larzac发动机的推力到1504 dN，同时也与俄罗斯的EGA公司合作开发一个全新的数字控制系统，并安装在改进后的Larzac发动机上。最近 Larzac 04-H20 型发动机已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36提供动力。发动机在2001年初期已开始试装，于2002年6月第一台发动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200台Larzac 发动机。俄罗斯飞机制造商MiG 已选择04-R20 型发动机为MiG-AT飞机提供动力。预计在2002年下半年完成俄罗斯取证。
结构和系统
进 气 口 环形，无进口导流叶片，带防冰的进气锥。
风 扇 2级轴流式。
高 压
压 气 机 4级轴流式。转速22000r/min。
燃 烧 室 环形。气膜冷却。20个双路蒸发管燃油喷雾系统。
高压涡轮 单级轴流式。气冷。采用主动叶尖间隙控制。
低压涡轮 单级轴流式。叶尖带冠。
尾 喷 管 固定面积，内外涵分别排气。
控制系统 机械液压式。保持涡轮进口温度不变。
技术数据
起飞推力(daN)
拉扎克04C6 1320
-C20 1423
-H20 1423
-R20 1423
起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.724
-C20 0.76
-H20 0.76
-R20 0.76
推重比 4.64
空气流量(kg/s)
拉扎克04C6 28
-C20 28.6
-H20 28.6
-R20 28.6
涵道比
拉扎克04C6 1.13
-C20 1.04
-H20 1.04
-R20 1.04
总增压比
拉扎克04C6 10.6
-C20 11.1
-H20 11.1
-R20 11.1
涡轮进口温度(℃)
拉扎克04C6 1130
-C20 1160
-H20 1160
-R20 1160
直径(mm) 602
进口直径(mm)
-C20 452
-H20 452
-R20 452
长度(mm) 1179
-C20 1187
-H20 1187
-R20 1187
质量(kg) 290
-C20 295
-H20 295
-R20 295
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 透博梅卡/国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
装机对象 达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”。
04-H20 印度的新型单发教练机HJT36
04-R20 俄罗斯MiG-AT飞机
研制情况</P> 拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后来主要用于军用教练/攻击机。研制工作于1968年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机和附件传动齿轮箱，SNECMA公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系统。1969年5月，拉扎克01首次试车。1972年5月，标准生产型拉扎克05首次试车，1975年5月定型。在定型前共积累10000h试车，包括高空模拟试验和飞行试验。
投入批生产的拉扎克系列主要有：拉扎克04。
1993年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克04R20发动机，用于双发教练机米格-AT。米格-AT可能于1995年首飞。
Snecma Moteurs公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗斯发动机制造商Klimov组成团队，提高Larzac发动机的推力到1504 dN，同时也与俄罗斯的EGA公司合作开发一个全新的数字控制系统，并安装在改进后的Larzac发动机上。最近 Larzac 04-H20 型发动机已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36提供动力。发动机在2001年初期已开始试装，于2002年6月第一台发动机交付，同年年底利用原型完成首飞。此项目预计将生产200台Larzac 发动机。俄罗斯飞机制造商MiG 已选择04-R20 型发动机为MiG-AT飞机提供动力。预计在2002年下半年完成俄罗斯取证。
结构和系统
进 气 口 环形，无进口导流叶片，带防冰的进气锥。
风 扇 2级轴流式。
高 压
压 气 机 4级轴流式。转速22000r/min。
燃 烧 室 环形。气膜冷却。20个双路蒸发管燃油喷雾系统。
高压涡轮 单级轴流式。气冷。采用主动叶尖间隙控制。
低压涡轮 单级轴流式。叶尖带冠。
尾 喷 管 固定面积，内外涵分别排气。
控制系统 机械液压式。保持涡轮进口温度不变。
技术数据
起飞推力(daN)
拉扎克04C6 1320
-C20 1423
-H20 1423
-R20 1423
起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.724
-C20 0.76
-H20 0.76
-R20 0.76
推重比 4.64
空气流量(kg/s)
拉扎克04C6 28
-C20 28.6
-H20 28.6
-R20 28.6
涵道比
拉扎克04C6 1.13
-C20 1.04
-H20 1.04
-R20 1.04
总增压比
拉扎克04C6 10.6
-C20 11.1
-H20 11.1
-R20 11.1
涡轮进口温度(℃)
拉扎克04C6 1130
-C20 1160
-H20 1160
-R20 1160
直径(mm) 602
进口直径(mm)
-C20 452
-H20 452
-R20 452
长度(mm) 1179
-C20 1187
-H20 1187
-R20 1187
质量(kg) 290
-C20 295
-H20 295
-R20 295
M53涡轮风扇发动机牌 号 M53
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
装机对象 M53-2 “幻影”2000原型机。
M53-5 “幻影”4000原型机。
M53-P2 “幻影”2000。
M53-PX2 “幻影”2000。
研制情况</P> 为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。 M53服役计划将超过2025年。
M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩短约1米。
M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。
M53-2 早期的原型机。
M53-5 在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2
基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。
M53-P2 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设
计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985
年1月开始生产。
M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。
结构和系统
进 气 口 环形，带尖进气锥，用热空气防冰。
风 扇 3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结
构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。
压 气 机 5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子
是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。
燃 烧 室 环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段
用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。
涡 轮 2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器
叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。
加 力
燃 烧 室 平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。
隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。
尾 喷 管 可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为
2850～5550cm2。
控制系统 M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，
还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为
全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。
燃油系统 来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各
自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或
JP-4。
滑油系统 由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。
单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。
起动系统 燃气涡轮起动机。
点火系统 主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。
技术数据
加力推力(daN)
M53-2 8330
M53-5 8820
M53-P2 9500
中间推力(daN)
M53-5 5440
M53-P2 6330
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M53-5 2.09
M53-P2 2.12
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M53-5 0.887
M53-P2 0.907
推重比
M53-5 6.12
M53-P2 6.56
空气流量(kg/s)
M53-5 86
M53-P2 94
涵道比
M53-2，-5 0.35
M53-P2 0.36
总增压比
M53-P2 9.8
涡轮进口温度(℃)
M53-2 1200
M53-5 1230
M53-P2 1260
直径(mm) 1055
长度(mm)
M53-P2 5070
M53-5 4844
质量(kg)
M53-5 1470
M53-P2 1478
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
装机对象 M53-2 “幻影”2000原型机。
M53-5 “幻影”4000原型机。
M53-P2 “幻影”2000。
M53-PX2 “幻影”2000。
研制情况</P> 为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。1970年2月M53首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。1978年3月在“幻影”2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。1976年8月M53完成军方定型试验，1979年末开始生产。M53的设计目标是：适合高速(M2.5)飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；低空超音速巡航的耗油率低；可靠性高；结构简单；维修费用低。截止2001年12月31日，M53发动机共有617台在世界各地服役，总累积超过93万飞行小时。 M53服役计划将超过2025年。
M53采用了阿塔发动机、TF106与TF306发动机的研制技术与经验。与阿塔9K50发动机相比，在直径相同情况下，M53的推力提高约1960daN，巡航耗油率降低10～15%，长度缩短约1米。
M53的特点是采用三支点的单转子结构，与双转子结构相比，这种结构虽然性能较差，但零部件少，结构简单，便于维修。M53采用了大量钛合金，大大减轻了发动机重量。该发动机共有12个单元体。M53的研制费用约1亿多美元。
M53-2 早期的原型机。
M53-5 在M53-2基础上的发展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和设计参数与M53-2
基本相同。为改善发动机喘振裕度，对压气机叶片、控制系统和涡轮导向器做了改进。
M53-P2 M53的进一步改进型。主要改进包括采用先进的低压压气机、改进的涡轮转子叶片设
计、重新设计热端部件、先进气膜与对流冷却。-P2于1981年6月首次台架试验，1985
年1月开始生产。
M53-PX3型发动机具有高推力、低成本和先进工艺技术。技术改进包括全新的数字电调、涡轮优化设计和可重复工作的加力系统。M53-PX3型发动机将使幻影2000战斗机保持尖端性能。
结构和系统
进 气 口 环形，带尖进气锥，用热空气防冰。
风 扇 3级轴流式。跨音速风扇悬臂支承在前滚棒轴承上。转子盘-鼓为电子束焊接的整体式结
构。转子叶片无减振凸台。叶片用钛合金制造。无进口导流叶片。
压 气 机 5级轴流式。等外径设计。整流叶片不可调，无中间放气。无进口导流叶片。前3级转子
是电子束焊接的钛合金整体式结构，后2级是钢的，用螺栓连接。
燃 烧 室 环形，无烟。6段气膜冷却。机加工的气膜孔径约2.5~3mm。气膜孔环与二股气流进气段
用电子束焊接。有14个预蒸发燃油喷嘴。
涡 轮 2级轴流式(M53-P2为3级)。转子叶片与导向器叶片为对流冷却。第1级转子叶片与导向器
叶片有15个通冷空气的小孔，第2级有8个。
加 力
燃 烧 室 平行进气的内外涵气流混合式。V型火焰稳定器。3圈供油环供油。轴向波纹状防振屏。
隔热屏有11段圆环和11排气膜冷却孔。
尾 喷 管 可调引射喷管。16对调节片和封严片由16个作动筒操纵。尾喷管喉部面积变化范围为
2850～5550cm2。
控制系统 M53-5采用电气-机械控制系统，但带有一台对全系统都起作用的电子计算机。此外，
还有后备系统。当主系统发生故障时，仍可保证主系统和加力系统的工作。M53-P2为
全权数字电子控制系统，同时备有应急燃油系统。
燃油系统 来自飞机油箱的燃油经增压泵后，分别进入主燃油泵和加力燃油泵，两路燃油经过各
自的调节器后，分别经各自的燃油总管，进入主燃烧室和加力燃烧室。使用JP-1或
JP-4。
滑油系统 由齿轮式滑油增压泵、回油泵、自动断油指示器、油滤、滑油分配器和散热器等组成。
单发时备有应急滑油系统，在发生故障时可保证发动机可靠工作20min。
起动系统 燃气涡轮起动机。
点火系统 主燃烧室有2个高能点火电嘴，火花能量为4J。
技术数据
加力推力(daN)
M53-2 8330
M53-5 8820
M53-P2 9500
中间推力(daN)
M53-5 5440
M53-P2 6330
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M53-5 2.09
M53-P2 2.12
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M53-5 0.887
M53-P2 0.907
推重比
M53-5 6.12
M53-P2 6.56
空气流量(kg/s)
M53-5 86
M53-P2 94
涵道比
M53-2，-5 0.35
M53-P2 0.36
总增压比
M53-P2 9.8
涡轮进口温度(℃)
M53-2 1200
M53-5 1230
M53-P2 1260
直径(mm) 1055
长度(mm)
M53-P2 5070
M53-5 4844
质量(kg)
M53-5 1470
M53-P2 1478
牌 号 M88
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
装机对象 M88-1 “阵风”A。
M88-2 “阵风”D(早期型)。
M88-3 “阵风”D(晚期型)，“阵风”M。
CFM88 行政机和支线飞机。
研制情况</P> M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。
M88-1 结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温
度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。
M88-2 标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号
方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油
率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部
采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4
M88-3 考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。
预计1999～2000年可供使用。
M88-4 拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低
压涡轮和加力燃烧室。
M88-2S/M88-3S 分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计本世纪末可供
使用。
CFM88 在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座
的支线飞机。
结构和系统
进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。
风 扇 3级轴流式。
压 气 机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。
燃 烧 室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。
高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，
生产型用N18合金。
低压涡轮 单级轴流式。气冷。
加 力
燃 烧 室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。
尾 喷 管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。
控制系统 ELECM的双余度FADEC。
技术数据
最大加力推力(daN)
M88-1 8318
M88-2 7500
M88-3 8000～9300
中间推力(daN)
M88-2 4871
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 1.80
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 0.898
推重比
M88-2 9.0
空气流量(kg/s)
M88-2 65
M88-3 72
涵道比
M88-2 0.5
M88-3 0.3
总增压比
M88-1 24
M88-2 24.5
M88-3 27
涡轮进口温度(℃)
M88-2 1577
M88-3 1577
最大直径(mm)
M88-2 1003
进口直径(mm)
M88-2 696
M88-3 790
长度(mm)
M88-2 3538
M88-3 3618
质量(kg)
M88-2 850
M88-3 985
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 法国
厂 商 国营航空发动机研究制造公司
生产现状 生产
装机对象 M88-1 “阵风”A。
M88-2 “阵风”D(早期型)。
M88-3 “阵风”D(晚期型)，“阵风”M。
CFM88 行政机和支线飞机。
研制情况</P> M88是为满足90年代多用途战斗机研制的一种先进双转子加力式涡扇发动机。其方案研究工作始于70年代末。1983～1986年第1阶段核心机试验时，涡轮进口温度为1427℃，1987年第2阶段核心机试验时达到1577℃。M88-2的全面研制工作于1986年2月开始，并于1989年3月开始地面台架试车。1990年2月，在“阵风”D上与一台F404混装进行飞行试验，1992年第三季度完成生产型发动机定型试验。计划于1996年交付生产型发动机。整个研制计划包括5500地面试验小时和4000飞行试验小时，研制费用为16亿美元。按照飞机任务要求，在循环参数选择上采用尽可能高的涡轮进口温度、中到高的总增压比和中等涵道比。采用的新技术主要有三维有粘叶轮机气动计算方法、单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、树脂基复合材料(PMR-15)外涵机匣、陶瓷基复合材料喷管调节片和余度式全权数字式电子控制系统。与阿塔9K50相比，M88-2长度短40%，重量轻45%，推重比高88%。初始故障间隔时间100～150h。
M88-1 结构与早期M88 MK1相同，推重比从9.5提高到10.0。改进的主要方面是：提高涡轮进口温
度，改进风扇和压气机气动设计，风扇压比从3.5提高到4.0。
M88-2 标准生产型。包括无污染燃烧室，单晶涡轮叶片和粉末冶金盘，在降低电磁和红外线信号
方面也取得了一定进展。1997年开始研制M88-2的最新型M88-2E4，目的是进一步降低耗油
率和提高高压核心机及加力燃烧室的使用寿命。该发动机在2001年底取得了法国DGA国防部
采购代办的认证，到2004年所有在法国服役的M88发动机都将换装-2E4
M88-3 考虑中的改型，用于单发轻型战斗机，推力范围8451～9341daN。采用一种新的3级风扇。
预计1999～2000年可供使用。
M88-4 拟议中的改型，用于较重的单发战斗机，推力范围9341～10230daN。采用全新的风扇、低
压涡轮和加力燃烧室。
M88-2S/M88-3S 分别是M88-2和M88-3的不加力型，推力为4893daN和6227daN。预计本世纪末可供
使用。
CFM88 在M88核心机基础上加上某个CFM56的部件(可能是风扇)的民用改型，计划用于90～122座
的支线飞机。
结构和系统
进 气 口 环形，带可调进口导流叶片和钝头进气锥。
风 扇 3级轴流式。
压 气 机 6级轴流式，前3排整流叶片可调。在第4和第5级之间设引气口。
燃 烧 室 环形。多孔气膜冷却。L/H=2。
高压涡轮 单级轴流式。涡轮叶片为气冷，用AM1单晶合金。轮盘材料早期为Astroloy粉末冶金材料，
生产型用N18合金。
低压涡轮 单级轴流式。气冷。
加 力
燃 烧 室 整体式。采用9根径向稳定器和单圈环形稳定器组合。
尾 喷 管 引射式。喉部面积和引射喷口面积均可调。喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制成。
控制系统 ELECM的双余度FADEC。
技术数据
最大加力推力(daN)
M88-1 8318
M88-2 7500
M88-3 8000～9300
中间推力(daN)
M88-2 4871
加力耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 1.80
中间耗油率[kg/(daN·h)]
M88-2 0.898
推重比
M88-2 9.0
空气流量(kg/s)
M88-2 65
M88-3 72
涵道比
M88-2 0.5
M88-3 0.3
总增压比
M88-1 24
M88-2 24.5
M88-3 27
涡轮进口温度(℃)
M88-2 1577
M88-3 1577
最大直径(mm)
M88-2 1003
进口直径(mm)
M88-2 696
M88-3 790
长度(mm)
M88-2 3538
M88-3 3618
质量(kg)
M88-2 850
M88-3 985
牌 号 PW2000
用 途 民用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 普拉特·惠特尼公司
生产现状 批量生产
装机对象 PW2037 B757、757-200/200M，图-204(有可能选用)。
PW2337 伊尔-96M。
PW2040/2240 B757、757-200/200M、757-200PF，图-204(有可能选用)。
PW2136 A340(建议选用)。
F117-PW-100 C-17。
研制情况</P> PW2000是美国第三代民用涡扇发动机。1971年后期，普拉特·惠特尼公司为研制10吨推力级发动机进行了一系列的设计研究。经过方案论证后，普拉特·惠特尼公司于1973年宣布它将与MTU、菲亚特公司合作研制这种发动机，并在那一年的巴黎航展上展出了该发动机的模型。同年，罗尔斯·罗伊斯公司也参加进来。但因意见分歧，罗尔斯·罗伊斯公司于1977年退出该计划。余下的合作伙伴经过重新讨论，普拉特·惠特尼公司承担了主要的设计和研制工作，占85%的份额，MTU占11%，菲亚特公司占4%。MTU负责低压涡轮的设计和研制，而菲亚特则负责设计和研制齿轮箱和一些外部硬件。其他各种部件的研制和设计以及协调综合工作均由普拉特·惠特尼公司负责。
JT10D是PW2000早期试验计划的编号。1974年8月首台JT10D-1开始运转。在试验计划期间对该发动机进行了许多修改，由JT10D-1的11级压气机、压比22、推力10230daN改为JT10D-2的12级压气机，压比28、推力10890daN。为了更好地适应市场要求，普拉特·惠特尼公司又把发动机的推力提高到12890daN，发展出JT10D-4。1978年4月中旬，普拉特·惠特尼公司宣布新改型JT10D-132的推力为11120～15500daN之间，有很广泛的应用前途，可直接与CF6-32或RB211-535竞争。但波音公司选用了RB211-535作为B757的动力。这一决定使JT10D的发展计划蒙上一层阴影，因此，1979年后期普拉特·惠特尼公司重新研究了JT10D的发展计划，并推出JT10D-232。该发动机的噪声大大降低，耗油率比第一代涡扇发动机的降低30%，推力为11120～15568daN。显然，这台新发动机不仅要作为B757的动力，而且还准备用于其他飞机，包括麦克唐纳·道格拉斯公司的先进技术中程运输机DC-XX以及欧洲的150座飞机等。
从1980年12月开始JT10D编号改为PW2000。从那时以后发展的PW2000系列主要有以下一些型别。
PW2037 PW2000系列的首台发动机。编号中最后两位数字表示该发动机的磅推力级为37000 lb。1981年12月PW2037开始运转，1983年12月取得联邦航空局的合格证，1984年交付使用。与早期的JT10D相比，PW2037不仅推力增大，而且技术上有很多改进，例如，它采用了先进的全权数字式电子控制系统；风扇前不用进口导流叶片，高、低压压气机叶片采用可控扩散度叶型，前、后缘均较厚；低压压气机转子叶片与整流叶片之间有较大的轴向间距；高压压气机后8级和高、低压涡轮均采用先进的主动间隙控制设计，在巡航飞行时，可利用风扇的冷空气使机匣收缩，以减小叶尖间隙，从而提高压气机和涡轮的效率；发动机短舱作了消声处理，完全符合联邦航空局的噪声标准。
PW2337 用于俄国伊尔-96M的PW2000的编号。1992年交付给伊留申设计局10台。该发动机的推力与PW2037相同。
PW2037(M) 该发动机除了推力与PW2037相同外，其余均与PW2040的相同。1987年10月取得联邦航空局的适航证。
PW203R PW203R是《预测国际》杂志对额定推力约为14670～15560daN的一些新PW2000系列发动机的临时编号。虽然这些低推力型别至今还没有用户，但如果市场需要，可以在90年代中期以前供应。
PW2040 PW2040是PW2000系列的第2个型别。它于1987年1月获得联邦航空局的适航证，与PW2037相比，PW2040采用了高强度的低压涡轮轴，推力较大。
PW2240 除多一个第2液压泵且外部油管不同外，与PW2040均相同。
PW2041 尚未获得合格证的一个型别，推力19473daN。
PW2043 打算用于后期生产的B757上，推力19660daN。至今尚无具体研制计划。
PW204X PW2043提高压比的改型，推力均为20680daN。如果市场需要，可能于90年代后期供应。
F117-PW-100 F117是美国空军给PW2040的编号。它与民用PW2040的区别在于F117采用钛合金风扇机匣和复合材料的风扇出口导流叶片，也有一个第2液压泵，高压压气机第17级增设放气口和分叉管座。F117于1988年获得适航证并交付使用。
PW2000
(F117,JT10D) 结构和系统
进 气 口 环形，无进口导流叶片，无防冰系统。管道经消声处理。
风 扇 单级轴流式。36个钛合金宽弦风扇叶片，在2/3叶高上有凸台。轮毂用钛合金锻造。整流
锥随风扇一起转动。单排出口导流叶片装于风扇机匣下游。风扇的最大巡航压比为1.6～
1.7，风扇叶尖直径2000mm。
低 压
压 气 机 4级轴流式。最后1级盘用MERL76制造，采用可控扩散度叶型，前、后缘均较厚。最大转
速为4575r/min。
高 压
压 气 机 12级轴流式。前5级整流叶片可调。转子叶片采用可控扩散度叶型。后8级采用主动间隙
控制。盘的材料为PW1100粉末冶金镍钢合金。额定最大转速12250r/min，5秒钟瞬态转
速达12335r/min。
燃 烧 室 由壁厚不同的滚压环制成的镍合金环形燃烧室。有24个单孔气动雾化喷嘴。
高压涡轮 2级轴流式。空心气冷单晶转子叶片，材料为PW1480合金。2级导向器叶片均可气冷。轮
盘与封严圈采用MERL76粉末冶金超级合金和先进的可磨蚀陶瓷涂层。转子叶片为小展弦
比设计，弦长较一般叶片长，因此，比JT9D的叶片少50%。转子能主动控制间隙。
低压涡轮 5级轴流式。不冷却，能主动控制间隙。
控制系统 采用汉密尔顿标准公司的JFC104燃油控制和EEC104全权数字式电子控制(FADEC)。控制
系统装在风扇机匣上。FADEC采用两个独立的冗余电子通道，每个通道能完全控制整个
动力装置。为便于维修，FADEC还能进行自检和故障隔离。
燃油系统 桑特斯特朗公司的燃油泵。
点火系统 西蒙兹公司的点火系统。
支承系统 5支点支承。低压转子有3个支点，风扇轴承为推力滚珠轴承，低压压气机和低压涡轮用
2个滚棒轴承，高压转子由1个滚珠和1个滚棒轴承支承。
PW2000
(F117,JT10D) 技术数据
起飞推力(daN)
PW2037 17010
PW2040 18550
最大巡航推力(H=10670m, M=0.8, daN)
PW2037/2040 3670
巡航耗油率[kg/(daN·h)]
PW2037/2040 0.574
推重比
PW2037 5.24
PW2040 5.71
空气流量(kg/s)
PW2037 549
PW2040 569
涵道比
PW2037 6
PW2040 5.9
总增压比
PW2037/2040 27.6
涡轮进口温度(℃)
PW2037 1405
PW2040 1425
最大直径(mm)
PW2037/2040 2154
长度(mm)
PW2037/2040 3729
质量*(kg)
PW2037/2040 3311
F117-PW-100 3274
* 包括发动机及其工作必须的附件，但不包括起动机、喷管和点火系统的电源。
用 途 民用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 美国
厂 商 普拉特·惠特尼公司
生产现状 批量生产
装机对象 PW2037 B757、757-200/200M，图-204(有可能选用)。
PW2337 伊尔-96M。
PW2040/2240 B757、757-200/200M、757-200PF，图-204(有可能选用)。
PW2136 A340(建议选用)。
F117-PW-100 C-17。
研制情况</P> PW2000是美国第三代民用涡扇发动机。1971年后期，普拉特·惠特尼公司为研制10吨推力级发动机进行了一系列的设计研究。经过方案论证后，普拉特·惠特尼公司于1973年宣布它将与MTU、菲亚特公司合作研制这种发动机，并在那一年的巴黎航展上展出了该发动机的模型。同年，罗尔斯·罗伊斯公司也参加进来。但因意见分歧，罗尔斯·罗伊斯公司于1977年退出该计划。余下的合作伙伴经过重新讨论，普拉特·惠特尼公司承担了主要的设计和研制工作，占85%的份额，MTU占11%，菲亚特公司占4%。MTU负责低压涡轮的设计和研制，而菲亚特则负责设计和研制齿轮箱和一些外部硬件。其他各种部件的研制和设计以及协调综合工作均由普拉特·惠特尼公司负责。
JT10D是PW2000早期试验计划的编号。1974年8月首台JT10D-1开始运转。在试验计划期间对该发动机进行了许多修改，由JT10D-1的11级压气机、压比22、推力10230daN改为JT10D-2的12级压气机，压比28、推力10890daN。为了更好地适应市场要求，普拉特·惠特尼公司又把发动机的推力提高到12890daN，发展出JT10D-4。1978年4月中旬，普拉特·惠特尼公司宣布新改型JT10D-132的推力为11120～15500daN之间，有很广泛的应用前途，可直接与CF6-32或RB211-535竞争。但波音公司选用了RB211-535作为B757的动力。这一决定使JT10D的发展计划蒙上一层阴影，因此，1979年后期普拉特·惠特尼公司重新研究了JT10D的发展计划，并推出JT10D-232。该发动机的噪声大大降低，耗油率比第一代涡扇发动机的降低30%，推力为11120～15568daN。显然，这台新发动机不仅要作为B757的动力，而且还准备用于其他飞机，包括麦克唐纳·道格拉斯公司的先进技术中程运输机DC-XX以及欧洲的150座飞机等。
从1980年12月开始JT10D编号改为PW2000。从那时以后发展的PW2000系列主要有以下一些型别。
PW2037 PW2000系列的首台发动机。编号中最后两位数字表示该发动机的磅推力级为37000 lb。1981年12月PW2037开始运转，1983年12月取得联邦航空局的合格证，1984年交付使用。与早期的JT10D相比，PW2037不仅推力增大，而且技术上有很多改进，例如，它采用了先进的全权数字式电子控制系统；风扇前不用进口导流叶片，高、低压压气机叶片采用可控扩散度叶型，前、后缘均较厚；低压压气机转子叶片与整流叶片之间有较大的轴向间距；高压压气机后8级和高、低压涡轮均采用先进的主动间隙控制设计，在巡航飞行时，可利用风扇的冷空气使机匣收缩，以减小叶尖间隙，从而提高压气机和涡轮的效率；发动机短舱作了消声处理，完全符合联邦航空局的噪声标准。
PW2337 用于俄国伊尔-96M的PW2000的编号。1992年交付给伊留申设计局10台。该发动机的推力与PW2037相同。
PW2037(M) 该发动机除了推力与PW2037相同外，其余均与PW2040的相同。1987年10月取得联邦航空局的适航证。
PW203R PW203R是《预测国际》杂志对额定推力约为14670～15560daN的一些新PW2000系列发动机的临时编号。虽然这些低推力型别至今还没有用户，但如果市场需要，可以在90年代中期以前供应。
PW2040 PW2040是PW2000系列的第2个型别。它于1987年1月获得联邦航空局的适航证，与PW2037相比，PW2040采用了高强度的低压涡轮轴，推力较大。
PW2240 除多一个第2液压泵且外部油管不同外，与PW2040均相同。
PW2041 尚未获得合格证的一个型别，推力19473daN。
PW2043 打算用于后期生产的B757上，推力19660daN。至今尚无具体研制计划。
PW204X PW2043提高压比的改型，推力均为20680daN。如果市场需要，可能于90年代后期供应。
F117-PW-100 F117是美国空军给PW2040的编号。它与民用PW2040的区别在于F117采用钛合金风扇机匣和复合材料的风扇出口导流叶片，也有一个第2液压泵，高压压气机第17级增设放气口和分叉管座。F117于1988年获得适航证并交付使用。
PW2000
(F117,JT10D) 结构和系统
进 气 口 环形，无进口导流叶片，无防冰系统。管道经消声处理。
风 扇 单级轴流式。36个钛合金宽弦风扇叶片，在2/3叶高上有凸台。轮毂用钛合金锻造。整流
锥随风扇一起转动。单排出口导流叶片装于风扇机匣下游。风扇的最大巡航压比为1.6～
1.7，风扇叶尖直径2000mm。
低 压
压 气 机 4级轴流式。最后1级盘用MERL76制造，采用可控扩散度叶型，前、后缘均较厚。最大转
速为4575r/min。
高 压
压 气 机 12级轴流式。前5级整流叶片可调。转子叶片采用可控扩散度叶型。后8级采用主动间隙
控制。盘的材料为PW1100粉末冶金镍钢合金。额定最大转速12250r/min，5秒钟瞬态转
速达12335r/min。
燃 烧 室 由壁厚不同的滚压环制成的镍合金环形燃烧室。有24个单孔气动雾化喷嘴。
高压涡轮 2级轴流式。空心气冷单晶转子叶片，材料为PW1480合金。2级导向器叶片均可气冷。轮
盘与封严圈采用MERL76粉末冶金超级合金和先进的可磨蚀陶瓷涂层。转子叶片为小展弦
比设计，弦长较一般叶片长，因此，比JT9D的叶片少50%。转子能主动控制间隙。
低压涡轮 5级轴流式。不冷却，能主动控制间隙。
控制系统 采用汉密尔顿标准公司的JFC104燃油控制和EEC104全权数字式电子控制(FADEC)。控制
系统装在风扇机匣上。FADEC采用两个独立的冗余电子通道，每个通道能完全控制整个
动力装置。为便于维修，FADEC还能进行自检和故障隔离。
燃油系统 桑特斯特朗公司的燃油泵。
点火系统 西蒙兹公司的点火系统。
支承系统 5支点支承。低压转子有3个支点，风扇轴承为推力滚珠轴承，低压压气机和低压涡轮用
2个滚棒轴承，高压转子由1个滚珠和1个滚棒轴承支承。
PW2000
(F117,JT10D) 技术数据
起飞推力(daN)
PW2037 17010
PW2040 18550
最大巡航推力(H=10670m, M=0.8, daN)
PW2037/2040 3670
巡航耗油率[kg/(daN·h)]
PW2037/2040 0.574
推重比
PW2037 5.24
PW2040 5.71
空气流量(kg/s)
PW2037 549
PW2040 569
涵道比
PW2037 6
PW2040 5.9
总增压比
PW2037/2040 27.6
涡轮进口温度(℃)
PW2037 1405
PW2040 1425
最大直径(mm)
PW2037/2040 2154
长度(mm)
PW2037/2040 3729
质量*(kg)
PW2037/2040 3311
F117-PW-100 3274
* 包括发动机及其工作必须的附件，但不包括起动机、喷管和点火系统的电源。
牌 号 RB199
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 国际合作
厂 商 涡轮联合公司
生产现状 生产
装机对象 RB199 MK101 “狂风”IDS。
RB199 MK103 “狂风”IDS/GR. MK1。
RB199 MK104 “狂风”ADV/F. MK1，MK3和HAL轻型战斗机。
RB199 MK104D BAe EAP原型机，EFA原型机。
RB100 MK105 “狂风”ECR。
RB199 “B” “狂风”改进型。
研制情况</P> RB199发动机是英国、联邦德国和意大利三国合作研制的高推重比三转子加力式涡轮风扇发动机。
1965年英国提出RB199方案，1969年英国罗尔斯·罗伊斯公司、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司组成涡轮联合公司着手设计。1971年9月第1台RB199发动机进行首次试验，1973年4月飞行试验台上首次试飞。1974年8月装在“狂风”原型机上首次试飞。1978年11月通过150h定型试车。1979年开始批生产，1980年秋开始服役。在研制中共制造了67台试验用发动机，试验时数达30000h。
涡轮联合公司中罗尔斯·罗伊斯公司、MTU和菲亚特公司分别拥有40%、40%和20%的股份，三国承担的研制费用的比例为42.5%、42.5%和15%。按部件分工为：罗尔斯·罗伊斯公司负责低压压气机、燃烧室及机匣、高压涡轮及机匣、加力燃烧室、燃油系统；MTU公司负责中、高压压气机、中压涡轮及轴、中介机匣及齿轮箱、外涵道、反推力装置及其调节系统；菲亚特公司负责低压涡轮及轴、排气扩压器、喷管及可调喷口和转子后轴承。
“狂风”战斗机要求其发动机提供短距起飞需要的短时间最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力，以及飞机剧烈机动所需要的较大的剩余推力。为此，RB199发动机在热力循环方面，采用了中等流量比、高增压比、高的涡轮进口温度和加力温度。
该发动机在结构上采用了三转子结构，有利于满足飞机机动飞行对发动机快速响应的要求，也有利于降低耗油率，同时发动机有较大的喘振裕度和进气道气流畸变容限。采用短环形燃烧室提高了转子刚性，减少了支点数目。加力燃烧室的混合器和火焰稳定器合二为一，内外涵分别喷油和组织燃烧，然后混合，这样就可以进行无级调节。
RB199发动机的主要型别有：
RB199-01 供试飞用。
RB199-02 -01的改型，于1974年1月首次运转，同年12月获得试飞许可证，1975年2月首次试飞。
与-01型相比，加大了低压和中压涡轮通流面积，新设计了涡轮叶片。其加力和不加
力涡轮进口温度均比原型机要低，使耗油率降低5%。
RB199-03 -02型的进一步改进，其主要特点是加大了风扇叶片弦长，改进了加力燃烧室，增大
了加力推力。
RB199-04 就是首批批生产型RB199 MK-101。它在-03型的基础上提高了压气机和涡轮效率并达
到了设计耗油率指标。该型于1977年2月首次运转。
RB199MK-103 是MK-101的发展型，主要提高了低压压气机空气流量和涡轮进口燃气温度。这样
推力可增大5%，耗油率可降低1～2%。
RB199MK-104 加力燃烧室增长356mm。加力耗油率降低，而加力推力增加。1985年4月首批发动
机提交使用。
RB199MK-104D 除没有反推力装置外，与MK-104一样。重量比MK-104低10%左右。1986年8月该型
发动机装备英国的EAP验证机。
RB199MK-105 推力为7475daN，用于“狂风”ECR。1987年3月首次试飞，1989年2月做好生产准
备。
RB199-122 该型发动机的推力级为7297～7475daN，作为欧洲战斗机(EFA)的动力。它与MK-104D
基本相同。
RB199“B” 增推型发动机，推力达8006daN。主要特点：风扇压比增大，压气机采用了新材料，
高压涡轮采用单晶叶片，采用了刷式封严等。
结构和系统
进 气 口 环形，锥形整流罩，无进口导流叶片。
风 扇 3级轴流式。叶片、盘、轴以及外涵道材料均为钛合金。压比2.5。
中 压
压 气 机 3级轴流式。为扩大喘振裕度，压气机后有自动放气活门。中介机匣和压气机材料均为钛
合金。转子为焊接整体结构。中压轴为钢。
高 压
压 气 机 6级轴流式。第1、2级叶片和盘材料为钛合金，第3级采用了高温合金钢盘和镍铬系合金叶
片，第4～6级叶片和盘采用了镍基合金。
燃 烧 室 短环形。采用“T”形蒸发管燃油喷嘴。燃烧室由镍基合金锻造，后经化学铣制成。2个火
花塞。燃烧室长250mm，火焰筒长200mm。
高压涡轮 1级轴流式。工作叶片和导向叶片空气冷却。叶片材料为锻造镍基合金。
中压涡轮 1级轴流式。转子叶片气冷。转子叶片和导向器叶片用镍基合金精铸，经机加工制成。
低压涡轮 2级轴流式。转子叶片和导向器叶片亦用镍基合金精铸，经机加工制成。
加 力
燃 烧 室 完全可调整体式，内外涵气流同时燃烧。无混合段。核心气流内设两圈“V”形火焰稳定
器，逆流喷油。外涵气流设倒置“漏斗”式稳定器和径向传焰器。加力温度1627℃，加
力比为1.70(MK101)。
尾 喷 管 简单收敛型，无级调节。主副调节板各14块。采用整体式反推力装置，由空气马达驱动。
控制系统 全权数字式电子控制系统。
燃油系统 燃油泵由卢卡斯公司和皮尔堡公司共同研制。
滑油系统 挤压油膜阻尼主轴承。
起动系统 使用德国克勒克纳-洪堡-多伊兹公司的小型燃气涡轮起动机。
点火系统 主燃烧室用高能点火电嘴点火，加力燃烧室用值班火焰点火。
支承系统 高压转子为2支点，中压转子为2支点，低压转子为3支点，共7个支点。
技术数据
最大起飞推力(daN)
RB199MK103 7110
MK104 7290
MK105 7470
“B” 8000
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
RB199MK103 0.662
MK104 0.662
MK105 0.663
推重比
RB199MK103 7.93
MK104 7.62
MK105 7.78
空气流量(kg/s)
RB199MK103 73.1
MK104 73.1
涵道比
RB199MK103 1.08
MK104 1.08
MK105 0.97
总增压比
RB199MK103 23.5
MK104 23.5
涡轮进口温度(℃) 1327
最大直径(mm)
RB199MK103 719
MK104 719
MK105 752
长度(mm)
RB199MK103 3251
MK104 3607
MK105 3302
质量(kg)
RB199MK103 915
MK104 976
MK105 980
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 国际合作
厂 商 涡轮联合公司
生产现状 生产
装机对象 RB199 MK101 “狂风”IDS。
RB199 MK103 “狂风”IDS/GR. MK1。
RB199 MK104 “狂风”ADV/F. MK1，MK3和HAL轻型战斗机。
RB199 MK104D BAe EAP原型机，EFA原型机。
RB100 MK105 “狂风”ECR。
RB199 “B” “狂风”改进型。
研制情况</P> RB199发动机是英国、联邦德国和意大利三国合作研制的高推重比三转子加力式涡轮风扇发动机。
1965年英国提出RB199方案，1969年英国罗尔斯·罗伊斯公司、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司组成涡轮联合公司着手设计。1971年9月第1台RB199发动机进行首次试验，1973年4月飞行试验台上首次试飞。1974年8月装在“狂风”原型机上首次试飞。1978年11月通过150h定型试车。1979年开始批生产，1980年秋开始服役。在研制中共制造了67台试验用发动机，试验时数达30000h。
涡轮联合公司中罗尔斯·罗伊斯公司、MTU和菲亚特公司分别拥有40%、40%和20%的股份，三国承担的研制费用的比例为42.5%、42.5%和15%。按部件分工为：罗尔斯·罗伊斯公司负责低压压气机、燃烧室及机匣、高压涡轮及机匣、加力燃烧室、燃油系统；MTU公司负责中、高压压气机、中压涡轮及轴、中介机匣及齿轮箱、外涵道、反推力装置及其调节系统；菲亚特公司负责低压涡轮及轴、排气扩压器、喷管及可调喷口和转子后轴承。
“狂风”战斗机要求其发动机提供短距起飞需要的短时间最大加力推力、低空突防和空中巡逻需要的不加力推力，以及飞机剧烈机动所需要的较大的剩余推力。为此，RB199发动机在热力循环方面，采用了中等流量比、高增压比、高的涡轮进口温度和加力温度。
该发动机在结构上采用了三转子结构，有利于满足飞机机动飞行对发动机快速响应的要求，也有利于降低耗油率，同时发动机有较大的喘振裕度和进气道气流畸变容限。采用短环形燃烧室提高了转子刚性，减少了支点数目。加力燃烧室的混合器和火焰稳定器合二为一，内外涵分别喷油和组织燃烧，然后混合，这样就可以进行无级调节。
RB199发动机的主要型别有：
RB199-01 供试飞用。
RB199-02 -01的改型，于1974年1月首次运转，同年12月获得试飞许可证，1975年2月首次试飞。
与-01型相比，加大了低压和中压涡轮通流面积，新设计了涡轮叶片。其加力和不加
力涡轮进口温度均比原型机要低，使耗油率降低5%。
RB199-03 -02型的进一步改进，其主要特点是加大了风扇叶片弦长，改进了加力燃烧室，增大
了加力推力。
RB199-04 就是首批批生产型RB199 MK-101。它在-03型的基础上提高了压气机和涡轮效率并达
到了设计耗油率指标。该型于1977年2月首次运转。
RB199MK-103 是MK-101的发展型，主要提高了低压压气机空气流量和涡轮进口燃气温度。这样
推力可增大5%，耗油率可降低1～2%。
RB199MK-104 加力燃烧室增长356mm。加力耗油率降低，而加力推力增加。1985年4月首批发动
机提交使用。
RB199MK-104D 除没有反推力装置外，与MK-104一样。重量比MK-104低10%左右。1986年8月该型
发动机装备英国的EAP验证机。
RB199MK-105 推力为7475daN，用于“狂风”ECR。1987年3月首次试飞，1989年2月做好生产准
备。
RB199-122 该型发动机的推力级为7297～7475daN，作为欧洲战斗机(EFA)的动力。它与MK-104D
基本相同。
RB199“B” 增推型发动机，推力达8006daN。主要特点：风扇压比增大，压气机采用了新材料，
高压涡轮采用单晶叶片，采用了刷式封严等。
结构和系统
进 气 口 环形，锥形整流罩，无进口导流叶片。
风 扇 3级轴流式。叶片、盘、轴以及外涵道材料均为钛合金。压比2.5。
中 压
压 气 机 3级轴流式。为扩大喘振裕度，压气机后有自动放气活门。中介机匣和压气机材料均为钛
合金。转子为焊接整体结构。中压轴为钢。
高 压
压 气 机 6级轴流式。第1、2级叶片和盘材料为钛合金，第3级采用了高温合金钢盘和镍铬系合金叶
片，第4～6级叶片和盘采用了镍基合金。
燃 烧 室 短环形。采用“T”形蒸发管燃油喷嘴。燃烧室由镍基合金锻造，后经化学铣制成。2个火
花塞。燃烧室长250mm，火焰筒长200mm。
高压涡轮 1级轴流式。工作叶片和导向叶片空气冷却。叶片材料为锻造镍基合金。
中压涡轮 1级轴流式。转子叶片气冷。转子叶片和导向器叶片用镍基合金精铸，经机加工制成。
低压涡轮 2级轴流式。转子叶片和导向器叶片亦用镍基合金精铸，经机加工制成。
加 力
燃 烧 室 完全可调整体式，内外涵气流同时燃烧。无混合段。核心气流内设两圈“V”形火焰稳定
器，逆流喷油。外涵气流设倒置“漏斗”式稳定器和径向传焰器。加力温度1627℃，加
力比为1.70(MK101)。
尾 喷 管 简单收敛型，无级调节。主副调节板各14块。采用整体式反推力装置，由空气马达驱动。
控制系统 全权数字式电子控制系统。
燃油系统 燃油泵由卢卡斯公司和皮尔堡公司共同研制。
滑油系统 挤压油膜阻尼主轴承。
起动系统 使用德国克勒克纳-洪堡-多伊兹公司的小型燃气涡轮起动机。
点火系统 主燃烧室用高能点火电嘴点火，加力燃烧室用值班火焰点火。
支承系统 高压转子为2支点，中压转子为2支点，低压转子为3支点，共7个支点。
技术数据
最大起飞推力(daN)
RB199MK103 7110
MK104 7290
MK105 7470
“B” 8000
起飞耗油率[kg/(daN·h)]
RB199MK103 0.662
MK104 0.662
MK105 0.663
推重比
RB199MK103 7.93
MK104 7.62
MK105 7.78
空气流量(kg/s)
RB199MK103 73.1
MK104 73.1
涵道比
RB199MK103 1.08
MK104 1.08
MK105 0.97
总增压比
RB199MK103 23.5
MK104 23.5
涡轮进口温度(℃) 1327
最大直径(mm)
RB199MK103 719
MK104 719
MK105 752
长度(mm)
RB199MK103 3251
MK104 3607
MK105 3302
质量(kg)
RB199MK103 915
MK104 976
MK105 980
<P>谢谢网言无忌，你来得太及时了，爱死你了。</P><P>资料收下。</P>[em02][em02][em02][em02][em02]
<P>顶</P>
都是猛人啊!顶!
<P>qiang </P>