超级军网转贴：涡扇15“峨眉” 涡扇发动机（不知真假，有些失望 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 23:05:53
本文出处：“你没有权力发链接”，又不敢无视版主规定，发个图片证明出处吧
抱歉，俺把转帖来的内容全删除了，内容数据太太太详尽了，俺怕会不会泄密，有兴趣的网友请去出处看吧
呵呵，有网友转帖到了本帖的7楼了，方便大家不少
汗ing
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抱歉，俺把转帖来的内容全删除了，内容数据太太太详尽了，俺怕会不会泄密，有兴趣的网友请去出处看吧
呵呵，有网友转帖到了本帖的7楼了，方便大家不少
汗ing
有点失望啊。。。
你看到的那个是说WS15推重比只有9，甚至不到9？
最大推力只有16000KN?
很明显不可能。
最大推力只有16000KN?
很明显不可能。
最大加力推力(daN) 16186.5
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 8.86
空气流量(kg/s) 138
涵道比 0.382
总增压比 28.71
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 1.02
长度(mm) 5.05
质量(kg) 1862.3
涡轮进口温度也太低了吧。好像连WS－１０都不如。
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 8.86
空气流量(kg/s) 138
涵道比 0.382
总增压比 28.71
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 1.02
长度(mm) 5.05
质量(kg) 1862.3
涡轮进口温度也太低了吧。好像连WS－１０都不如。
数据肯定不准确
不会吧，至少应该过9吧。是不是把内部文章拿过来，改了一些参数再贴出来的哦
http://club.china.com/data/thread/1011/2722/27/19/8_1.html
四代隐身战机歼20的动力--涡扇15“峨眉” 涡扇发动机
/来自中华网社区 club.china.com/
/来自中华网社区 club.china.com/
涡扇15(WS15)
牌号 涡扇15
命名 “峨眉” 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
国家 中国
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
装机对象 用于J-10C J-20隐身歼击机.
核心机预研推动者吴大观
核心机前期研究主持人 刘大响
高推重比核心机总设计师 燃气涡轮研究院总设计师江和甫
1． 1984年开始推重比10发动机预研的技术论证，1988年4月召开了预研选题论证会，1990年正式立项开题。
2． 1994年完成了6个总体方案的顶层设计，完成了项目指南和综合论证，1993～1996年开展对俄合作。
3． 1995年已基本确定了推重比10发动机总体方案。有些课题，如平均级压比达1.62的三级压气机研究已经取得了良好进展。九五期间我们搞出了推比十发动机的三大高压部件，并于十五期间进入验证型核心机阶段。
1996年，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景预研项目——某新型涡扇发动机关键技术预研工作。组织完成了高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件的研制。在三大核心部件的设计中，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160余项关键技术。
2000～2005年间他又担任了某型涡扇发动机核心机总设计师，组织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。在地面台试验和高空台模拟风扇出口状态下的试验，都展示出优良的性能。它不仅标志着我国新一代发动机核心机研制取得了基本成功，也标志着新一代航空发动机研制取得了重大进展，展示了我国的航空动力技术跨上了新的台阶。
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，天朝上国自行研制的首台推比10涡扇发动机核心机CJ2000，检查性点火试验一次成功，并顺利推到慢车状态.虽然WS-10作为WS-15的验证平台，即WS-15的高压段和WS-10的低压段串装，而且WS-10的低压段做了适应性改进，即是WS-15型号验证机，WS-15的验证机高空台试车大约是在2006年！
2007年7月，按照国防工业发展的需要，国家为尽快推进第四代战机的研制，正式启动了WS-15项目研制工作 ,命名 “峨眉” 涡扇发动机。上级要求“WS-15”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。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！
2009年5月原形机首次台架运转试车成功。
预计，2011年6月“峨眉”发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，将于2011年底在J-20上首飞成功.预计2014年7月发动机完成设计定型试验. 2016年生产型发动机定型, 装“峨眉”航空发动机的J-20战斗机将于2018年初具备初步作战能力
按照飞机任务要求，“峨眉”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
“峨眉”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。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片，风扇叶片可拆换，带有中间凸台，通过燕尾形榫头与盘连接，为环形燕尾槽。用短螺栓与第2级盘连在一起，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，以减少通过榫头的漏气量，从而提高了效率。增压比约为4.01，风扇机匣是整环结构。风扇机匣沿轴向分为6段，每段均做成整环，静子叶片被焊到机匣上。 3级静子叶片与工作叶片均按三元流设计.
高压压气机 七级轴流式。增压比7.16。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,带进口导流叶片，零～三级静叶可调。 第1级转子叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，用短螺栓后与第2级盘连在一起。 2-6级转子采用了整体叶盘结构，用电子束焊焊为一体。第7级转子叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，用短螺栓前与第6级盘连在一起， 第 7级盘由镍基高温合金粉末冶金制成。 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 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，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴,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。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料为DD9单晶，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。 FGH97粉末冶金镍基高温合金双性能涡轮盘。采用气膜冷却加冲击冷却方式，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。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与24根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却. 加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换，
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5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 推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（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) 16186.5
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 8.86
空气流量(kg/s) 138
涵道比 0.382
总增压比 28.71
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 1.02
长度(mm) 5.05
质量(kg) 1862.3
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四代隐身战机歼20的动力--涡扇15“峨眉” 涡扇发动机
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涡扇15(WS15)
牌号 涡扇15
命名 “峨眉” 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
国家 中国
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
装机对象 用于J-10C J-20隐身歼击机.
核心机预研推动者吴大观
核心机前期研究主持人 刘大响
高推重比核心机总设计师 燃气涡轮研究院总设计师江和甫
1． 1984年开始推重比10发动机预研的技术论证，1988年4月召开了预研选题论证会，1990年正式立项开题。
2． 1994年完成了6个总体方案的顶层设计，完成了项目指南和综合论证，1993～1996年开展对俄合作。
3． 1995年已基本确定了推重比10发动机总体方案。有些课题，如平均级压比达1.62的三级压气机研究已经取得了良好进展。九五期间我们搞出了推比十发动机的三大高压部件，并于十五期间进入验证型核心机阶段。
1996年，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景预研项目——某新型涡扇发动机关键技术预研工作。组织完成了高压压气机、燃烧室、涡轮三大核心部件的研制。在三大核心部件的设计中，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160余项关键技术。
2000～2005年间他又担任了某型涡扇发动机核心机总设计师，组织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。在地面台试验和高空台模拟风扇出口状态下的试验，都展示出优良的性能。它不仅标志着我国新一代发动机核心机研制取得了基本成功，也标志着新一代航空发动机研制取得了重大进展，展示了我国的航空动力技术跨上了新的台阶。
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，天朝上国自行研制的首台推比10涡扇发动机核心机CJ2000，检查性点火试验一次成功，并顺利推到慢车状态.虽然WS-10作为WS-15的验证平台，即WS-15的高压段和WS-10的低压段串装，而且WS-10的低压段做了适应性改进，即是WS-15型号验证机，WS-15的验证机高空台试车大约是在2006年！
2007年7月，按照国防工业发展的需要，国家为尽快推进第四代战机的研制，正式启动了WS-15项目研制工作 ,命名 “峨眉” 涡扇发动机。上级要求“WS-15”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。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！
2009年5月原形机首次台架运转试车成功。
预计，2011年6月“峨眉”发动机的原型机将完成FRET(飞行前鉴定试验阶段)，将于2011年底在J-20上首飞成功.预计2014年7月发动机完成设计定型试验. 2016年生产型发动机定型, 装“峨眉”航空发动机的J-20战斗机将于2018年初具备初步作战能力
按照飞机任务要求，“峨眉”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
“峨眉”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。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片，风扇叶片可拆换，带有中间凸台，通过燕尾形榫头与盘连接，为环形燕尾槽。用短螺栓与第2级盘连在一起，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，以减少通过榫头的漏气量，从而提高了效率。增压比约为4.01，风扇机匣是整环结构。风扇机匣沿轴向分为6段，每段均做成整环，静子叶片被焊到机匣上。 3级静子叶片与工作叶片均按三元流设计.
高压压气机 七级轴流式。增压比7.16。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,带进口导流叶片，零～三级静叶可调。 第1级转子叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，用短螺栓后与第2级盘连在一起。 2-6级转子采用了整体叶盘结构，用电子束焊焊为一体。第7级转子叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，用短螺栓前与第6级盘连在一起， 第 7级盘由镍基高温合金粉末冶金制成。 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 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，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴,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。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料为DD9单晶，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。 FGH97粉末冶金镍基高温合金双性能涡轮盘。采用气膜冷却加冲击冷却方式，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。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与24根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却. 加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中心环形火焰稳定器沿圆周做成12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换，
尾 喷 管 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5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 推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（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) 16186.5
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 8.86
空气流量(kg/s) 138
涵道比 0.382
总增压比 28.71
涡轮进口温度(℃) 1477
最大直径(mm) 1.02
长度(mm) 5.05
质量(kg) 1862.3
/来自中华网社区 club.china.com/
如果这个推比是包括TVC的，没什么不能接受。
这发动机中间推力和涵道比都很好啊？明显是为超巡优化的，为啥不满意呢？
这发动机中间推力和涵道比都很好啊？明显是为超巡优化的，为啥不满意呢？
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真真假假，纯真的资料没人感发
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涡轮进口温度(℃) 1477
立即PS，还不如涡喷呀，蛋疼
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WS15--肯定比太行推力大
蛋疼贴，WS15到目前仍然是机密，。
里面唯一靠普的可能就是推比了 上上来可能真的只有8.5左右 另外最大直径可能不对 1.02风扇直径还差不多
你们知道的太多了吧！这种贴不如科普贴，纯YY啊