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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/贵州黎阳航空发动机公司 装机对象 WS-15-10 用于 J-10M(出口型) WS-15-13 J-13 单发常规布局腹部 DSI 进气的隐身歼击机. WS-15-CJ 用于某在研的垂直降落/短距起飞的歼击机. (CJ 是垂直起降歼击机的 Chuizhiqijiang Jianjiji 字母第一个简写) WS-15X 用于双发单座的重型隐身战斗机的领先试飞. 中俄于 1992 年春天开始展开艰苦谈判,在经过 3 年的拉锯之后， 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 年明斯克马丘丽莎会议雅克-141 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,在这种状况下,1995 年 6 月，中俄签订了 转让 P-79 发动机生产许可证的协定，1996 年 8 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-79 发动机的全套设计图纸及技术资料 , 特别是引进了制造 P-79 发动机核心机的生产设备及生产制造工艺资料.遗憾的是用于雅克 -141 的 P-79B-300 发动机矢量喷管技术却没有得到,当时是作为某垂直起降歼击机的涡扇发 动机进行预研,可是这种垂直起降歼击机同很多中国以前研制的飞机一样,唉! (后来,1998 年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机,中国此时不仅购买了用于雅克 -141 的 P-79B-300 发动机矢量喷管技术,同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制 的推力为 20 吨的 R179-300 发动机设计方案和 P-79M 的设计图纸和技术资料。R179-300 发 动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克 141 研制的 R-79V-300 发动机的进一步发展。) 在这种背景下,1996 年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼 击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以 P-79 发动机为基础进行深度开发)关键技 术预研工作,测绘仿制 P-79 发动机的核心机,组织完成了 P-79 发动机的高压压气机、 燃烧 室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作.进行理论方法、计算方法和试验方法的探 索研究； 以突破先进部件关键技术为主， 重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程 设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测 绘仿制中，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 120 余项关键技术。 624 所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为 20 吨的 R179-300 发动机设计 方案和 P-79M 的设计图纸和技术资料后, 研制了 YWH 一 30—27 核心机,YWH 一 30—27 核 心机就是以 P-79 发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000 是以 YWH 一 30—27 核心机 为基础进一步开发的, WS-15 是 CJ-2000 的型号研制的代号. (CJ 是垂直起降歼击机的 Chuizhiqijiang Jianjiji 字母第一个简写,2000 是项目开始研制的时间是 2000 年) 1999 年国庆节后, 624 所参照 R179-300 和 P-79M 的发动机设计方案,推出了以 YWH 一 30—27 核心机为基础的改进设计方案, 在争夺下一代战斗机歼-13 的发动机时,获得胜利,，2000 年 初正式被选定为歼-13 单发常规布局腹部 DSI 进气的隐身歼击机飞机的动力装置。编号为
WS-15. 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。 同时决定将 WS-15 的研制分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制与核心机研制、验 证机和原型机的研制。至此 WS-15 正式立项研制，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！全面研制工作于 2000 年初开始.(所以中推于 1997 年获准开 展整机验证机研制，于 1999 年因经费原因被迫中止。其实是为 WS-15 让路而下马,而不是 因为 WS10 发动机或因经费原因) 从日前召开的中国燃气涡轮研究院（624 所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为 9 的涡轮风扇航空发动机的核心机 CJ2000 于 2005 年 4 月 14 日首次点火成功后, 推重比为 9 的涡轮风扇航空发动机的核心机已于 2005 年 7 月上旬在台架运转试车时,各种性能完全达到 了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速 102.2%）“峨眉”航空发动机的技术验证 机在 2006 年 5 月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又 实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的重大一步。2007 年 3 月原形机首次台架运转试车成功,预计，2009 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)，2009 年 6 月底随 J-13 首飞成功.为祖国 60 周年献汤一份厚礼. 预计 2013 年 3 月发动机完成设计定型试验. 2014 年 7 月生产型发动机定型, 装“峨眉”航空发动机的第四代单发中型战斗机(可能编号 J-13)将于 2013 年具备初步作战能 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 级风扇叶片采用宽弦设计,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，分别与第 1、3 级 盘连接。增压比约为 4.01。3 级静子和转子均为三维流设计. 高压压气机 6 级轴流式。增压比 7.16。 前 3 级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学 加工出来的。后 3 级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前 3 级静子叶片材料为钛合金。转 子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。 静子部分， 进口导流叶片和第 1、 2 级静子叶片为可调，前 3 级盘用高温钛合金制成，第 2 级盘前、后均带鼓环，分别与第 1、 3 级盘连接。第 4～ 6 级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体,用长螺栓 前与第 3 级盘连在一起. 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。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。 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国内
第二代单晶材料， 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。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 36 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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        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/贵州黎阳航空发动机公司 装机对象 WS-15-10 用于 J-10M(出口型) WS-15-13 J-13 单发常规布局腹部 DSI 进气的隐身歼击机. WS-15-CJ 用于某在研的垂直降落/短距起飞的歼击机. (CJ 是垂直起降歼击机的 Chuizhiqijiang Jianjiji 字母第一个简写) WS-15X 用于双发单座的重型隐身战斗机的领先试飞. 中俄于 1992 年春天开始展开艰苦谈判,在经过 3 年的拉锯之后， 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 年明斯克马丘丽莎会议雅克-141 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,在这种状况下,1995 年 6 月，中俄签订了 转让 P-79 发动机生产许可证的协定，1996 年 8 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-79 发动机的全套设计图纸及技术资料 , 特别是引进了制造 P-79 发动机核心机的生产设备及生产制造工艺资料.遗憾的是用于雅克 -141 的 P-79B-300 发动机矢量喷管技术却没有得到,当时是作为某垂直起降歼击机的涡扇发 动机进行预研,可是这种垂直起降歼击机同很多中国以前研制的飞机一样,唉! (后来,1998 年亚洲金融危机时俄罗斯经济也陷入多重危机,中国此时不仅购买了用于雅克 -141 的 P-79B-300 发动机矢量喷管技术,同时也取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制 的推力为 20 吨的 R179-300 发动机设计方案和 P-79M 的设计图纸和技术资料。R179-300 发 动机这台发动机是为垂直起飞歼击机雅克 141 研制的 R-79V-300 发动机的进一步发展。) 在这种背景下,1996 年初，江和甫协同刘大响院士负责组织“九五”国防重大背景(垂直起降歼 击机的计划)的预研项目——某新型涡扇发动机(以 P-79 发动机为基础进行深度开发)关键技 术预研工作,测绘仿制 P-79 发动机的核心机,组织完成了 P-79 发动机的高压压气机、 燃烧 室、涡轮三大核心部件等比例的测绘仿制的工作.进行理论方法、计算方法和试验方法的探 索研究； 以突破先进部件关键技术为主， 重点围绕三大高压部件等比例全尺寸试验件的工程 设计和试制及试验以及其相关的强度、控制等系统进行综合应用研究,在三大核心部件的测 绘仿制中，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 120 余项关键技术。 624 所在取得了莫斯科联盟航空发动机科技集团研制的推力为 20 吨的 R179-300 发动机设计 方案和 P-79M 的设计图纸和技术资料后, 研制了 YWH 一 30—27 核心机,YWH 一 30—27 核 心机就是以 P-79 发动机核心机为基础进行深度开发的.CJ-2000 是以 YWH 一 30—27 核心机 为基础进一步开发的, WS-15 是 CJ-2000 的型号研制的代号. (CJ 是垂直起降歼击机的 Chuizhiqijiang Jianjiji 字母第一个简写,2000 是项目开始研制的时间是 2000 年) 1999 年国庆节后, 624 所参照 R179-300 和 P-79M 的发动机设计方案,推出了以 YWH 一 30—27 核心机为基础的改进设计方案, 在争夺下一代战斗机歼-13 的发动机时,获得胜利,，2000 年 初正式被选定为歼-13 单发常规布局腹部 DSI 进气的隐身歼击机飞机的动力装置。编号为
WS-15. 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。 同时决定将 WS-15 的研制分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制与核心机研制、验 证机和原型机的研制。至此 WS-15 正式立项研制，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！全面研制工作于 2000 年初开始.(所以中推于 1997 年获准开 展整机验证机研制，于 1999 年因经费原因被迫中止。其实是为 WS-15 让路而下马,而不是 因为 WS10 发动机或因经费原因) 从日前召开的中国燃气涡轮研究院（624 所）工作会上获悉，我国自行研制的推力推重比为 9 的涡轮风扇航空发动机的核心机 CJ2000 于 2005 年 4 月 14 日首次点火成功后, 推重比为 9 的涡轮风扇航空发动机的核心机已于 2005 年 7 月上旬在台架运转试车时,各种性能完全达到 了设计指标,转速推到地面最高转速（换算转速 102.2%）“峨眉”航空发动机的技术验证 机在 2006 年 5 月首次台架运转试车成功。这标志着我国在自主研制航空发动机的道路上又 实现了历史性跨越，在研制我国第四代中型战斗机的征程上迈出了坚实的重大一步。2007 年 3 月原形机首次台架运转试车成功,预计，2009 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)，2009 年 6 月底随 J-13 首飞成功.为祖国 60 周年献汤一份厚礼. 预计 2013 年 3 月发动机完成设计定型试验. 2014 年 7 月生产型发动机定型, 装“峨眉”航空发动机的第四代单发中型战斗机(可能编号 J-13)将于 2013 年具备初步作战能 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 级风扇叶片采用宽弦设计,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，分别与第 1、3 级 盘连接。增压比约为 4.01。3 级静子和转子均为三维流设计. 高压压气机 6 级轴流式。增压比 7.16。 前 3 级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学 加工出来的。后 3 级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接。前 3 级静子叶片材料为钛合金。转 子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。 静子部分， 进口导流叶片和第 1、 2 级静子叶片为可调，前 3 级盘用高温钛合金制成，第 2 级盘前、后均带鼓环，分别与第 1、 3 级盘连接。第 4～ 6 级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子束焊焊为一体,用长螺栓 前与第 3 级盘连在一起. 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。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。 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国内
第二代单晶材料， 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。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 36 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