转，四代隐身战机歼20的动力--涡扇15“峨眉” 涡扇发动 ...

涡扇15(WS15)

http://bbs.81tech.com/read.php?tid=274296
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。


WS15“峨眉” 发动机的高压转子联轴器,由于高压转子是由2个支点支承的，因此高压压气机与高压涡轮转子间采用刚性联轴器，采用圆弧端面齿联轴器，其端面齿齿形不是径向的，而是呈圆弧形。其相啮合的两个齿面，一个做成凸出的，一个做成凹面，两者的齿面做成相同的弧形。这种弧形端面齿能保证相啮合的两个组件有高的同心度，包括工作中两组件相对膨胀不一致时也能很好定心(即热定心)，因此采用圆弧形端面齿联轴器后，不需另外的定位措施，只需用螺栓将两者紧固在一起(一般用自锁螵桂或螺母)即可。在飞机上可以拆换核心机单元体。
WS15“峨眉” 发动机中在3处采用了圆弧端齿联轴器，即装滚珠轴承的高压压气机前短轴与高压压气机前轴间、高压压气机后轴与高压涡轮前轴间和低压涡轮后轴与低压涡轮轴间，采用圆弧端齿联轴器使装拆简单，特别是使滚珠轴承的装拆方便，易于在外场进行单元体更换；





　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级风扇叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，无中间凸台，风扇转子用短螺栓与第2级盘连在一起。第2和第3级风扇为用电子束焊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， 3级静子叶片与工作叶片均按三元流设计.

高压压气机 六级轴流式。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。 用短螺栓后与第2级盘连在一起。 1-5级转子采用了整体叶盘结构，用电子束焊焊为一体。第6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5级盘连在一起， 第6级盘由高温合金粉末冶金制成，与其后的封严盘和后轴焊接成一体。转子的前轴与第2级盘焊在一起．其前端用圆弧端齿与前短轴相连，前短轴上装有高压转子的滚珠轴承与传动附件的主动锥齿。

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。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。采用无螺栓挡板技术，涡轮叶片和盘之间无螺栓挡板连接技术取消了传统的将涡轮叶片固定到盘上的螺栓和螺孔，从而减少了轮盘空间的空气阻力，消除了带螺栓轮盘产生的应力集中系数，而且结构简单、安装容易。FGH97粉末冶金镍基高温合金双性能涡轮盘。前轴焊在轮盘的前端面，轴的前端为圆弧端齿，以便与高压压气机后轴相连。后轴用短螺栓与轮盘后的安装边相连，安装边的外缘形成刷式封严装置的摩擦面。


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16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。
支承系统　5支点。高压转子2个轴承，采用1-0-1的二支点方案.低压转子3个轴承。采用了1-1-1支承方案，采用将高压涡轮后轴通过中介轴承支承于低压涡轮轴上的设计。高压压气机前轴承采用了弹性支座支承，附件中央传动装置主动锥齿为直接装在高压压气机前轴上。

技术数据）

最大加力推力(daN)　　　 16170
中间推力(daN)　　　　　　10290
加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.05
中间耗油率(kg/daN/h)　　0.675
推重比　　　　　　　　　 9
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)　　　　　　 1.30
长度(mm)　　　　　　　　 5.01
质量(kg)（含矢量喷管）　　　　　　　 1833

涡扇15(WS15)

http://bbs.81tech.com/read.php?tid=274296
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。


WS15“峨眉” 发动机的高压转子联轴器,由于高压转子是由2个支点支承的，因此高压压气机与高压涡轮转子间采用刚性联轴器，采用圆弧端面齿联轴器，其端面齿齿形不是径向的，而是呈圆弧形。其相啮合的两个齿面，一个做成凸出的，一个做成凹面，两者的齿面做成相同的弧形。这种弧形端面齿能保证相啮合的两个组件有高的同心度，包括工作中两组件相对膨胀不一致时也能很好定心(即热定心)，因此采用圆弧形端面齿联轴器后，不需另外的定位措施，只需用螺栓将两者紧固在一起(一般用自锁螵桂或螺母)即可。在飞机上可以拆换核心机单元体。
WS15“峨眉” 发动机中在3处采用了圆弧端齿联轴器，即装滚珠轴承的高压压气机前短轴与高压压气机前轴间、高压压气机后轴与高压涡轮前轴间和低压涡轮后轴与低压涡轮轴间，采用圆弧端齿联轴器使装拆简单，特别是使滚珠轴承的装拆方便，易于在外场进行单元体更换；





　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级风扇叶片用燕尾榫头装于轮盘的环形燕尾槽中，无中间凸台，风扇转子用短螺栓与第2级盘连在一起。第2和第3级风扇为用电子束焊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， 3级静子叶片与工作叶片均按三元流设计.

高压压气机 六级轴流式。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。 用短螺栓后与第2级盘连在一起。 1-5级转子采用了整体叶盘结构，用电子束焊焊为一体。第6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5级盘连在一起， 第6级盘由高温合金粉末冶金制成，与其后的封严盘和后轴焊接成一体。转子的前轴与第2级盘焊在一起．其前端用圆弧端齿与前短轴相连，前短轴上装有高压转子的滚珠轴承与传动附件的主动锥齿。

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。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。采用无螺栓挡板技术，涡轮叶片和盘之间无螺栓挡板连接技术取消了传统的将涡轮叶片固定到盘上的螺栓和螺孔，从而减少了轮盘空间的空气阻力，消除了带螺栓轮盘产生的应力集中系数，而且结构简单、安装容易。FGH97粉末冶金镍基高温合金双性能涡轮盘。前轴焊在轮盘的前端面，轴的前端为圆弧端齿，以便与高压压气机后轴相连。后轴用短螺栓与轮盘后的安装边相连，安装边的外缘形成刷式封严装置的摩擦面。


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16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。
支承系统　5支点。高压转子2个轴承，采用1-0-1的二支点方案.低压转子3个轴承。采用了1-1-1支承方案，采用将高压涡轮后轴通过中介轴承支承于低压涡轮轴上的设计。高压压气机前轴承采用了弹性支座支承，附件中央传动装置主动锥齿为直接装在高压压气机前轴上。

技术数据）

最大加力推力(daN)　　　 16170
中间推力(daN)　　　　　　10290
加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.05
中间耗油率(kg/daN/h)　　0.675
推重比　　　　　　　　　 9
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)　　　　　　 1.30
长度(mm)　　　　　　　　 5.01
质量(kg)（含矢量喷管）　　　　　　　 1833