超级军网新歼（J—14/15)心脏的突破。（
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 13:04:04
<P>航空发动机是飞机的"心脏"，是一种高新技术和资金密集型产品，被誉为工业之花。目前，只有美、俄、英、法等少数几个国家能自主研制航空发动机。
"昆仑"发动机是由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司、西安航空发动机（集团）有限公司和贵州红林机械有限公司等34个单位联合研制的涡轮喷气式发动机。。"昆仑"发动机是我国第一个全面贯彻国家军用标准，严格按型号规范研制，具有完全自主知识产权的航空军用发动机。它具有推力大、迎风面积小、重量轻、工作可靠、维护性好、发展潜力大等特点。在经历了十八个春秋，走过坎坷、曲折、漫长的研制道路，严格地完成了几百项地面考核试验和空中考核试飞后，于2002年7月9日被国家军工产品定型委员会正式批准设计定型。"昆仑"发动机的研制成功宣告了我国长期以来只能仿制、改进改型，不能自行设计研制航空发动机历史的终结，掀开了我国航空工业发展的新篇章，必将对航空发动机行业的发展起积极促进作用。
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涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分(不懂的认真看一下）
——————————————————————————————————————————————————————————————————-【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已 ， 通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力，因此涡喷发动机是涡扇发动机的内函发动机。
涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。
涡扇发动机只能在亚音速范围内提高发动机的推力，在超音速范围内随着飞行的马赫数提高涡扇的效率急剧下降，反而成了阻力风扇，涡扇发动机涵道比越大涡扇的超音速效率越低，阻力效果越明显。
针对涡扇发动机高速性能的不足通常军用涡扇发动机为低涵道比涡扇发动机，风扇和低压压气机联动（同轴的缘故）。 针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案，所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与F-119竞争F-22动力的YF-120发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以0-0.25之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下。
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"昆仑II"发动机是涡扇发动机的内函发动机（涡轮喷气式发动机），当然"昆仑II"发动机可以作为涡轮喷气式发动机直接用于 J-8III 以及 J-7MG/MF 战机上。
以下数据取自————中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所（公开宣传资料）。
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详细数据取自————由"昆仑"发动机，改装成"昆仑Ⅱ"发动机的验证机的早期数据。
第一，在发动机转速还低2%，且温度未超过设计值的情况下，发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明，"昆仑Ⅱ"发动机的可靠性和耐久性将优于原型机。
第二，在发动机推力大幅度增加的同时，耗油率大幅度下降，发动机的经济性得到显著改善，在相同载油量的情况下，可增大飞机的航程和作战半径。
第三，在一台旧发动机改装的验证机上，首次试车性能便超过设计值，这表明发动机的性能还有一定裕度。
第四，"昆仑Ⅱ"发动机仍保留了维护性好、使用总寿命较长等优点。对于双发飞机，其左右发动机可以互换。
第五，当飞机对发动机的推力有更大需求时，可以很容易地将现役发动机和"昆仑"原型机换装成"昆仑Ⅱ"发动机。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑Ⅱ"发动机的主要数据是：
加力状态推力： 大于7800公斤
不加力状态推力： 大于5500公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米
发动机干质量： 1115公斤
发动机推重比： 7∶1
发动机翻修期： 300小时
发动机总寿命： 1500小时
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"昆仑II"发动机最新数据(引自公开学报）
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
发动机干质量： 1110公斤
发动机推重比： 大于7.22∶1
发动机翻修期： 400小时
发动机总寿命： 2000小时
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简单对比：
1.涡扇发动机类
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涡扇-10(FWS-10)涡扇发动机
推重比 7.5
加力状态推力13469公斤
不加力状态推力7918公斤
自重: 1796 公斤
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1
加力状态推力12500公斤
不加力状态推力8105公斤
自重: 1760 公斤
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
自重: 1110 公斤
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明
AL-31FN涡扇发动机的核心机(涡喷发动机)推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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如果将"昆仑II"内函发动机发展成"昆仑II"涡扇发动机，(基于保守推测)可以增推30%
（在低压压气机的延长轴上，同轴套接3级外涵风扇，函道比 0.36 )
"昆仑II"涡扇发动机（保守推测)
发动机推重比： 大于8.5∶1
加力状态推力： 大于10410公斤
不加力状态推力： 大于7400公斤
这是基于目前数据的推测，"昆仑II"内函发动机还有很大改进潜力。
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
喜讯！！！
我们国家最有实力战斗机研究所就是611和601，而发动机是624和606，624的推比十搞的最快，而606的性能更好。
606内函发动机是什么？
地球都知道是"昆仑II"内函发动机。
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下面是 dkyang 的回贴（不错）
另外，关于涡扇和涡喷的对比，文中说到当马赫数大于0.7以后，风扇效率开始下降，涡喷的压气机效率开始显著上升，这会给读者造成错觉，似乎对于典型任务马赫数大于0.7的发动机涡喷要更有优越性，其实并不是这样。虽然有效率此消彼长，但我相信在战斗机的典型飞行包线内，涡扇的效率还是远远高于涡喷，否则无法解释第三、第四代战斗机尽管最大马赫数都大于2.0，却仍然使用涡扇发动机。
关于由于涡扇发动机增加了风扇而显著增大了空气流量，进而使得发动机的效率大增，这个结论很多人都知道。楼主能否深入地解释一下为什么必须增加风扇级，而不是简单地在低压压气机上增加1-2级并对低压压气机做进一步优化而提高压气机效率。毕竟对于涡扇发动机，风扇和低压压气机都是使用的同一级转子。现代典型的民用发动机上使用的高涵道比发动机（涵道比>5），风扇的推力占发动机推力的80%，那对于低涵道比涡扇发动机，外涵或者说风扇的推力和涵道比大概是个什么样的关系呢？
这里，我想说说我所了解的喷气发动机技术进步的一些关键点，算是对楼主文章的补充和进一步说明吧。
喷气发动机的关键在于核心机，所谓的核心机，包括了高压压气机、燃烧室和高压涡轮。对于高压压气机，重点是要提高增压比，也就是出口压力和进口压力之比，这是衡量压气机效率的一个最重要的指标。想要提高压气机的总增压比就需要提高单级增压比，当前最主要的手段一个是采用三维气动力叶片，另外一个就是压气机的间隙控制。三维气动力叶片是为了优化流场，而减小叶尖间隙可以减少气流损失。在西方的民用发动机上现在已经开始普遍采用三维叶片，而未来间隙控制的目标是要达到分子量级。燃烧室研究的重点是如何使得燃烧室内温度梯度更加均匀地分布以及效率更高的冷却方式。高压涡轮的重点也是要提高效率，有采用三维叶片、更有效的间隙控制、改善叶片的冷却，使用更好的耐热涂层等方面。
下面是我的回答
基本赞同你的观点
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风扇的结构，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的风扇的叶片在战机典型的飞行包线内，风扇的效率还是可以接受的（但是马赫数越高，效率越低）。
多级风扇的结构是为了提高外涵增压比，具体使用几级风扇是由风扇的单级增压比和使用对象（飞机）决定的。第三、第四代战斗机上使用的低函道比多级风扇的涡扇发动机， 民用发动机上使用的高涵道比涡扇发动机。
<B>低函道涡扇发动的风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务.
低函道涡扇发动机取极高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果</B>
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的多级风扇还有重要的附加作用：
现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的，一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力，多级风扇给加力燃烧注入大量新鲜空气，再喷入一定数量的燃油进行混合加力燃烧所产生的推力远大于内涵涡喷核心机的加力推力。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
<B>不过不要指望 </B>中函道比涡扇发动机 在不加力状态下可使战机由亚音速飞行态 过渡到 超音速飞行态， 高函道比涡扇发动机更别提了.
所以针对涡扇发动机高速性能的不足，美国为 F-22 发展了两型发动机
YF-119 YF-120
YF-119 低函道比涡扇发动机 其函道比不超过 0.15
YF-120 变循环涡扇发动机，他的函道比可以0-0.25之间可调这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机
但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下
YF-119 定型后 称 F-119
就是为了F-22的超音速巡航能力F-119 其函道比才如此低。</P>
<P>昆仑2是涡喷发动机，涡喷发动机是作为涡扇发动机的内函核心发动机。当然涡喷发动机本生就是实用的喷气引擎。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
官方数据：
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1 （原来的数据打错了）
订正：12500/1760 = 7.1 （TWR)
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明AL-31FN涡扇发动机的核心机推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。
用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
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上述说明了以下两点：
1。燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机。
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2。如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。
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关于增推有以下描述：
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
优秀的风扇设计可使外涵总压比（TPR） 达到 3 TPR
优秀的核心机设计可使内涵总压比 超过 32 TPR
“秦岭”发动机是我国生产的第一种国产化中等推力的双转子涡轮风扇混合加力式发动机。中航一集团成立以后，“秦岭”发动机研制列入重点项目，在引进生产专利和“八五”已完成部分国产化的基础上，继续完成整台发动机国产化，以基本形成用国产材料和成件生产该型发动机的能力
黎阳航空发动机公司和贵州航空发动机研究所研制生产的涡喷l3F(C)涡轮喷气发动机
“昆仑”发动机由六○六所作为总设计师单位，沈阳黎明航空发动机（集团）公司和西安航空发动机（集团）公司为主要承制单位
最后总结性告诉：
“秦岭”发动机就是三十多年前我们引进的斯贝的国产化版本！！！！
最近一期的《航空知识》我没看，如果是的话那么最近一期的《航空知识》自己弄错了。
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"昆仑"发动机是由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司、西安航空发动机（集团）有限公司和贵州红林机械有限公司等34个单位联合研制的涡轮喷气式发动机。。"昆仑"发动机是我国第一个全面贯彻国家军用标准，严格按型号规范研制，具有完全自主知识产权的航空军用发动机。它具有推力大、迎风面积小、重量轻、工作可靠、维护性好、发展潜力大等特点。在经历了十八个春秋，走过坎坷、曲折、漫长的研制道路，严格地完成了几百项地面考核试验和空中考核试飞后，于2002年7月9日被国家军工产品定型委员会正式批准设计定型。"昆仑"发动机的研制成功宣告了我国长期以来只能仿制、改进改型，不能自行设计研制航空发动机历史的终结，掀开了我国航空工业发展的新篇章，必将对航空发动机行业的发展起积极促进作用。
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涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分(不懂的认真看一下）
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涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已 ， 通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力，因此涡喷发动机是涡扇发动机的内函发动机。
涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。
涡扇发动机只能在亚音速范围内提高发动机的推力，在超音速范围内随着飞行的马赫数提高涡扇的效率急剧下降，反而成了阻力风扇，涡扇发动机涵道比越大涡扇的超音速效率越低，阻力效果越明显。
针对涡扇发动机高速性能的不足通常军用涡扇发动机为低涵道比涡扇发动机，风扇和低压压气机联动（同轴的缘故）。 针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案，所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与F-119竞争F-22动力的YF-120发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以0-0.25之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下。
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"昆仑II"发动机是涡扇发动机的内函发动机（涡轮喷气式发动机），当然"昆仑II"发动机可以作为涡轮喷气式发动机直接用于 J-8III 以及 J-7MG/MF 战机上。
以下数据取自————中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所（公开宣传资料）。
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详细数据取自————由"昆仑"发动机，改装成"昆仑Ⅱ"发动机的验证机的早期数据。
第一，在发动机转速还低2%，且温度未超过设计值的情况下，发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明，"昆仑Ⅱ"发动机的可靠性和耐久性将优于原型机。
第二，在发动机推力大幅度增加的同时，耗油率大幅度下降，发动机的经济性得到显著改善，在相同载油量的情况下，可增大飞机的航程和作战半径。
第三，在一台旧发动机改装的验证机上，首次试车性能便超过设计值，这表明发动机的性能还有一定裕度。
第四，"昆仑Ⅱ"发动机仍保留了维护性好、使用总寿命较长等优点。对于双发飞机，其左右发动机可以互换。
第五，当飞机对发动机的推力有更大需求时，可以很容易地将现役发动机和"昆仑"原型机换装成"昆仑Ⅱ"发动机。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑Ⅱ"发动机的主要数据是：
加力状态推力： 大于7800公斤
不加力状态推力： 大于5500公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米
发动机干质量： 1115公斤
发动机推重比： 7∶1
发动机翻修期： 300小时
发动机总寿命： 1500小时
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"昆仑II"发动机最新数据(引自公开学报）
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
发动机干质量： 1110公斤
发动机推重比： 大于7.22∶1
发动机翻修期： 400小时
发动机总寿命： 2000小时
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简单对比：
1.涡扇发动机类
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涡扇-10(FWS-10)涡扇发动机
推重比 7.5
加力状态推力13469公斤
不加力状态推力7918公斤
自重: 1796 公斤
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1
加力状态推力12500公斤
不加力状态推力8105公斤
自重: 1760 公斤
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
自重: 1110 公斤
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明
AL-31FN涡扇发动机的核心机(涡喷发动机)推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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如果将"昆仑II"内函发动机发展成"昆仑II"涡扇发动机，(基于保守推测)可以增推30%
（在低压压气机的延长轴上，同轴套接3级外涵风扇，函道比 0.36 )
"昆仑II"涡扇发动机（保守推测)
发动机推重比： 大于8.5∶1
加力状态推力： 大于10410公斤
不加力状态推力： 大于7400公斤
这是基于目前数据的推测，"昆仑II"内函发动机还有很大改进潜力。
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
喜讯！！！
我们国家最有实力战斗机研究所就是611和601，而发动机是624和606，624的推比十搞的最快，而606的性能更好。
606内函发动机是什么？
地球都知道是"昆仑II"内函发动机。
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下面是 dkyang 的回贴（不错）
另外，关于涡扇和涡喷的对比，文中说到当马赫数大于0.7以后，风扇效率开始下降，涡喷的压气机效率开始显著上升，这会给读者造成错觉，似乎对于典型任务马赫数大于0.7的发动机涡喷要更有优越性，其实并不是这样。虽然有效率此消彼长，但我相信在战斗机的典型飞行包线内，涡扇的效率还是远远高于涡喷，否则无法解释第三、第四代战斗机尽管最大马赫数都大于2.0，却仍然使用涡扇发动机。
关于由于涡扇发动机增加了风扇而显著增大了空气流量，进而使得发动机的效率大增，这个结论很多人都知道。楼主能否深入地解释一下为什么必须增加风扇级，而不是简单地在低压压气机上增加1-2级并对低压压气机做进一步优化而提高压气机效率。毕竟对于涡扇发动机，风扇和低压压气机都是使用的同一级转子。现代典型的民用发动机上使用的高涵道比发动机（涵道比>5），风扇的推力占发动机推力的80%，那对于低涵道比涡扇发动机，外涵或者说风扇的推力和涵道比大概是个什么样的关系呢？
这里，我想说说我所了解的喷气发动机技术进步的一些关键点，算是对楼主文章的补充和进一步说明吧。
喷气发动机的关键在于核心机，所谓的核心机，包括了高压压气机、燃烧室和高压涡轮。对于高压压气机，重点是要提高增压比，也就是出口压力和进口压力之比，这是衡量压气机效率的一个最重要的指标。想要提高压气机的总增压比就需要提高单级增压比，当前最主要的手段一个是采用三维气动力叶片，另外一个就是压气机的间隙控制。三维气动力叶片是为了优化流场，而减小叶尖间隙可以减少气流损失。在西方的民用发动机上现在已经开始普遍采用三维叶片，而未来间隙控制的目标是要达到分子量级。燃烧室研究的重点是如何使得燃烧室内温度梯度更加均匀地分布以及效率更高的冷却方式。高压涡轮的重点也是要提高效率，有采用三维叶片、更有效的间隙控制、改善叶片的冷却，使用更好的耐热涂层等方面。
下面是我的回答
基本赞同你的观点
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风扇的结构，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的风扇的叶片在战机典型的飞行包线内，风扇的效率还是可以接受的（但是马赫数越高，效率越低）。
多级风扇的结构是为了提高外涵增压比，具体使用几级风扇是由风扇的单级增压比和使用对象（飞机）决定的。第三、第四代战斗机上使用的低函道比多级风扇的涡扇发动机， 民用发动机上使用的高涵道比涡扇发动机。
<B>低函道涡扇发动的风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务.
低函道涡扇发动机取极高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果</B>
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的多级风扇还有重要的附加作用：
现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的，一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力，多级风扇给加力燃烧注入大量新鲜空气，再喷入一定数量的燃油进行混合加力燃烧所产生的推力远大于内涵涡喷核心机的加力推力。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
<B>不过不要指望 </B>中函道比涡扇发动机 在不加力状态下可使战机由亚音速飞行态 过渡到 超音速飞行态， 高函道比涡扇发动机更别提了.
所以针对涡扇发动机高速性能的不足，美国为 F-22 发展了两型发动机
YF-119 YF-120
YF-119 低函道比涡扇发动机 其函道比不超过 0.15
YF-120 变循环涡扇发动机，他的函道比可以0-0.25之间可调这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机
但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下
YF-119 定型后 称 F-119
就是为了F-22的超音速巡航能力F-119 其函道比才如此低。</P>
<P>昆仑2是涡喷发动机，涡喷发动机是作为涡扇发动机的内函核心发动机。当然涡喷发动机本生就是实用的喷气引擎。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
官方数据：
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1 （原来的数据打错了）
订正：12500/1760 = 7.1 （TWR)
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明AL-31FN涡扇发动机的核心机推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。
用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
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上述说明了以下两点：
1。燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机。
【转自铁血 http://www.tiexue.net】
2。如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。
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关于增推有以下描述：
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
优秀的风扇设计可使外涵总压比（TPR） 达到 3 TPR
优秀的核心机设计可使内涵总压比 超过 32 TPR
“秦岭”发动机是我国生产的第一种国产化中等推力的双转子涡轮风扇混合加力式发动机。中航一集团成立以后，“秦岭”发动机研制列入重点项目，在引进生产专利和“八五”已完成部分国产化的基础上，继续完成整台发动机国产化，以基本形成用国产材料和成件生产该型发动机的能力
黎阳航空发动机公司和贵州航空发动机研究所研制生产的涡喷l3F(C)涡轮喷气发动机
“昆仑”发动机由六○六所作为总设计师单位，沈阳黎明航空发动机（集团）公司和西安航空发动机（集团）公司为主要承制单位
最后总结性告诉：
“秦岭”发动机就是三十多年前我们引进的斯贝的国产化版本！！！！
最近一期的《航空知识》我没看，如果是的话那么最近一期的《航空知识》自己弄错了。
【转自铁血 http://www.tiexue.net】
www.tiexue.net</P>
"昆仑"发动机是由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司、西安航空发动机（集团）有限公司和贵州红林机械有限公司等34个单位联合研制的涡轮喷气式发动机。。"昆仑"发动机是我国第一个全面贯彻国家军用标准，严格按型号规范研制，具有完全自主知识产权的航空军用发动机。它具有推力大、迎风面积小、重量轻、工作可靠、维护性好、发展潜力大等特点。在经历了十八个春秋，走过坎坷、曲折、漫长的研制道路，严格地完成了几百项地面考核试验和空中考核试飞后，于2002年7月9日被国家军工产品定型委员会正式批准设计定型。"昆仑"发动机的研制成功宣告了我国长期以来只能仿制、改进改型，不能自行设计研制航空发动机历史的终结，掀开了我国航空工业发展的新篇章，必将对航空发动机行业的发展起积极促进作用。
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涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分(不懂的认真看一下）
——————————————————————————————————————————————————————————————————-【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已 ， 通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力，因此涡喷发动机是涡扇发动机的内函发动机。
涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。
涡扇发动机只能在亚音速范围内提高发动机的推力，在超音速范围内随着飞行的马赫数提高涡扇的效率急剧下降，反而成了阻力风扇，涡扇发动机涵道比越大涡扇的超音速效率越低，阻力效果越明显。
针对涡扇发动机高速性能的不足通常军用涡扇发动机为低涵道比涡扇发动机，风扇和低压压气机联动（同轴的缘故）。 针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案，所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与F-119竞争F-22动力的YF-120发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以0-0.25之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下。
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"昆仑II"发动机是涡扇发动机的内函发动机（涡轮喷气式发动机），当然"昆仑II"发动机可以作为涡轮喷气式发动机直接用于 J-8III 以及 J-7MG/MF 战机上。
以下数据取自————中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所（公开宣传资料）。
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详细数据取自————由"昆仑"发动机，改装成"昆仑Ⅱ"发动机的验证机的早期数据。
第一，在发动机转速还低2%，且温度未超过设计值的情况下，发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明，"昆仑Ⅱ"发动机的可靠性和耐久性将优于原型机。
第二，在发动机推力大幅度增加的同时，耗油率大幅度下降，发动机的经济性得到显著改善，在相同载油量的情况下，可增大飞机的航程和作战半径。
第三，在一台旧发动机改装的验证机上，首次试车性能便超过设计值，这表明发动机的性能还有一定裕度。
第四，"昆仑Ⅱ"发动机仍保留了维护性好、使用总寿命较长等优点。对于双发飞机，其左右发动机可以互换。
第五，当飞机对发动机的推力有更大需求时，可以很容易地将现役发动机和"昆仑"原型机换装成"昆仑Ⅱ"发动机。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑Ⅱ"发动机的主要数据是：
加力状态推力： 大于7800公斤
不加力状态推力： 大于5500公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米
发动机干质量： 1115公斤
发动机推重比： 7∶1
发动机翻修期： 300小时
发动机总寿命： 1500小时
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"昆仑II"发动机最新数据(引自公开学报）
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
发动机干质量： 1110公斤
发动机推重比： 大于7.22∶1
发动机翻修期： 400小时
发动机总寿命： 2000小时
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简单对比：
1.涡扇发动机类
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涡扇-10(FWS-10)涡扇发动机
推重比 7.5
加力状态推力13469公斤
不加力状态推力7918公斤
自重: 1796 公斤
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1
加力状态推力12500公斤
不加力状态推力8105公斤
自重: 1760 公斤
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
自重: 1110 公斤
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明
AL-31FN涡扇发动机的核心机(涡喷发动机)推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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如果将"昆仑II"内函发动机发展成"昆仑II"涡扇发动机，(基于保守推测)可以增推30%
（在低压压气机的延长轴上，同轴套接3级外涵风扇，函道比 0.36 )
"昆仑II"涡扇发动机（保守推测)
发动机推重比： 大于8.5∶1
加力状态推力： 大于10410公斤
不加力状态推力： 大于7400公斤
这是基于目前数据的推测，"昆仑II"内函发动机还有很大改进潜力。
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
喜讯！！！
我们国家最有实力战斗机研究所就是611和601，而发动机是624和606，624的推比十搞的最快，而606的性能更好。
606内函发动机是什么？
地球都知道是"昆仑II"内函发动机。
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下面是 dkyang 的回贴（不错）
另外，关于涡扇和涡喷的对比，文中说到当马赫数大于0.7以后，风扇效率开始下降，涡喷的压气机效率开始显著上升，这会给读者造成错觉，似乎对于典型任务马赫数大于0.7的发动机涡喷要更有优越性，其实并不是这样。虽然有效率此消彼长，但我相信在战斗机的典型飞行包线内，涡扇的效率还是远远高于涡喷，否则无法解释第三、第四代战斗机尽管最大马赫数都大于2.0，却仍然使用涡扇发动机。
关于由于涡扇发动机增加了风扇而显著增大了空气流量，进而使得发动机的效率大增，这个结论很多人都知道。楼主能否深入地解释一下为什么必须增加风扇级，而不是简单地在低压压气机上增加1-2级并对低压压气机做进一步优化而提高压气机效率。毕竟对于涡扇发动机，风扇和低压压气机都是使用的同一级转子。现代典型的民用发动机上使用的高涵道比发动机（涵道比>5），风扇的推力占发动机推力的80%，那对于低涵道比涡扇发动机，外涵或者说风扇的推力和涵道比大概是个什么样的关系呢？
这里，我想说说我所了解的喷气发动机技术进步的一些关键点，算是对楼主文章的补充和进一步说明吧。
喷气发动机的关键在于核心机，所谓的核心机，包括了高压压气机、燃烧室和高压涡轮。对于高压压气机，重点是要提高增压比，也就是出口压力和进口压力之比，这是衡量压气机效率的一个最重要的指标。想要提高压气机的总增压比就需要提高单级增压比，当前最主要的手段一个是采用三维气动力叶片，另外一个就是压气机的间隙控制。三维气动力叶片是为了优化流场，而减小叶尖间隙可以减少气流损失。在西方的民用发动机上现在已经开始普遍采用三维叶片，而未来间隙控制的目标是要达到分子量级。燃烧室研究的重点是如何使得燃烧室内温度梯度更加均匀地分布以及效率更高的冷却方式。高压涡轮的重点也是要提高效率，有采用三维叶片、更有效的间隙控制、改善叶片的冷却，使用更好的耐热涂层等方面。
下面是我的回答
基本赞同你的观点
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风扇的结构，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的风扇的叶片在战机典型的飞行包线内，风扇的效率还是可以接受的（但是马赫数越高，效率越低）。
多级风扇的结构是为了提高外涵增压比，具体使用几级风扇是由风扇的单级增压比和使用对象（飞机）决定的。第三、第四代战斗机上使用的低函道比多级风扇的涡扇发动机， 民用发动机上使用的高涵道比涡扇发动机。
<B>低函道涡扇发动的风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务.
低函道涡扇发动机取极高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果</B>
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的多级风扇还有重要的附加作用：
现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的，一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力，多级风扇给加力燃烧注入大量新鲜空气，再喷入一定数量的燃油进行混合加力燃烧所产生的推力远大于内涵涡喷核心机的加力推力。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
<B>不过不要指望 </B>中函道比涡扇发动机 在不加力状态下可使战机由亚音速飞行态 过渡到 超音速飞行态， 高函道比涡扇发动机更别提了.
所以针对涡扇发动机高速性能的不足，美国为 F-22 发展了两型发动机
YF-119 YF-120
YF-119 低函道比涡扇发动机 其函道比不超过 0.15
YF-120 变循环涡扇发动机，他的函道比可以0-0.25之间可调这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机
但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下
YF-119 定型后 称 F-119
就是为了F-22的超音速巡航能力F-119 其函道比才如此低。</P>
<P>昆仑2是涡喷发动机，涡喷发动机是作为涡扇发动机的内函核心发动机。当然涡喷发动机本生就是实用的喷气引擎。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
官方数据：
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1 （原来的数据打错了）
订正：12500/1760 = 7.1 （TWR)
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明AL-31FN涡扇发动机的核心机推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。
用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
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上述说明了以下两点：
1。燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机。
【转自铁血 http://www.tiexue.net】
2。如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。
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关于增推有以下描述：
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
优秀的风扇设计可使外涵总压比（TPR） 达到 3 TPR
优秀的核心机设计可使内涵总压比 超过 32 TPR
“秦岭”发动机是我国生产的第一种国产化中等推力的双转子涡轮风扇混合加力式发动机。中航一集团成立以后，“秦岭”发动机研制列入重点项目，在引进生产专利和“八五”已完成部分国产化的基础上，继续完成整台发动机国产化，以基本形成用国产材料和成件生产该型发动机的能力
黎阳航空发动机公司和贵州航空发动机研究所研制生产的涡喷l3F(C)涡轮喷气发动机
“昆仑”发动机由六○六所作为总设计师单位，沈阳黎明航空发动机（集团）公司和西安航空发动机（集团）公司为主要承制单位
最后总结性告诉：
“秦岭”发动机就是三十多年前我们引进的斯贝的国产化版本！！！！
最近一期的《航空知识》我没看，如果是的话那么最近一期的《航空知识》自己弄错了。
【转自铁血 http://www.tiexue.net】
www.tiexue.net</P><P>航空发动机是飞机的"心脏"，是一种高新技术和资金密集型产品，被誉为工业之花。目前，只有美、俄、英、法等少数几个国家能自主研制航空发动机。
"昆仑"发动机是由中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所设计，沈阳黎明航空发动机集团公司、西安航空发动机（集团）有限公司和贵州红林机械有限公司等34个单位联合研制的涡轮喷气式发动机。。"昆仑"发动机是我国第一个全面贯彻国家军用标准，严格按型号规范研制，具有完全自主知识产权的航空军用发动机。它具有推力大、迎风面积小、重量轻、工作可靠、维护性好、发展潜力大等特点。在经历了十八个春秋，走过坎坷、曲折、漫长的研制道路，严格地完成了几百项地面考核试验和空中考核试飞后，于2002年7月9日被国家军工产品定型委员会正式批准设计定型。"昆仑"发动机的研制成功宣告了我国长期以来只能仿制、改进改型，不能自行设计研制航空发动机历史的终结，掀开了我国航空工业发展的新篇章，必将对航空发动机行业的发展起积极促进作用。
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涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分(不懂的认真看一下）
——————————————————————————————————————————————————————————————————-【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已 ， 通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力，因此涡喷发动机是涡扇发动机的内函发动机。
涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。
涡扇发动机只能在亚音速范围内提高发动机的推力，在超音速范围内随着飞行的马赫数提高涡扇的效率急剧下降，反而成了阻力风扇，涡扇发动机涵道比越大涡扇的超音速效率越低，阻力效果越明显。
针对涡扇发动机高速性能的不足通常军用涡扇发动机为低涵道比涡扇发动机，风扇和低压压气机联动（同轴的缘故）。 针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案，所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与F-119竞争F-22动力的YF-120发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以0-0.25之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下。
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"昆仑II"发动机是涡扇发动机的内函发动机（涡轮喷气式发动机），当然"昆仑II"发动机可以作为涡轮喷气式发动机直接用于 J-8III 以及 J-7MG/MF 战机上。
以下数据取自————中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所（公开宣传资料）。
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详细数据取自————由"昆仑"发动机，改装成"昆仑Ⅱ"发动机的验证机的早期数据。
第一，在发动机转速还低2%，且温度未超过设计值的情况下，发动机的性能已达到或超过设计指标。这表明，"昆仑Ⅱ"发动机的可靠性和耐久性将优于原型机。
第二，在发动机推力大幅度增加的同时，耗油率大幅度下降，发动机的经济性得到显著改善，在相同载油量的情况下，可增大飞机的航程和作战半径。
第三，在一台旧发动机改装的验证机上，首次试车性能便超过设计值，这表明发动机的性能还有一定裕度。
第四，"昆仑Ⅱ"发动机仍保留了维护性好、使用总寿命较长等优点。对于双发飞机，其左右发动机可以互换。
第五，当飞机对发动机的推力有更大需求时，可以很容易地将现役发动机和"昆仑"原型机换装成"昆仑Ⅱ"发动机。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑Ⅱ"发动机的主要数据是：
加力状态推力： 大于7800公斤
不加力状态推力： 大于5500公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米
发动机干质量： 1115公斤
发动机推重比： 7∶1
发动机翻修期： 300小时
发动机总寿命： 1500小时
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"昆仑II"发动机最新数据(引自公开学报）
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
加力状态耗油率： 小于1.8公斤/公斤·小时
不加力状态耗油率： 小于0.93公斤/公斤·小时
发动机进口流道直径： 678毫米
发动机最大外径： 882毫米
发动机总长： 4619毫米 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
发动机干质量： 1110公斤
发动机推重比： 大于7.22∶1
发动机翻修期： 400小时
发动机总寿命： 2000小时
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简单对比：
1.涡扇发动机类
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涡扇-10(FWS-10)涡扇发动机
推重比 7.5
加力状态推力13469公斤
不加力状态推力7918公斤
自重: 1796 公斤
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1
加力状态推力12500公斤
不加力状态推力8105公斤
自重: 1760 公斤
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
加力状态推力： 大于8010公斤
不加力状态推力： 大于5780公斤
自重: 1110 公斤
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明
AL-31FN涡扇发动机的核心机(涡喷发动机)推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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如果将"昆仑II"内函发动机发展成"昆仑II"涡扇发动机，(基于保守推测)可以增推30%
（在低压压气机的延长轴上，同轴套接3级外涵风扇，函道比 0.36 )
"昆仑II"涡扇发动机（保守推测)
发动机推重比： 大于8.5∶1
加力状态推力： 大于10410公斤
不加力状态推力： 大于7400公斤
这是基于目前数据的推测，"昆仑II"内函发动机还有很大改进潜力。
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【转自铁血 http://www.tiexue.net】
喜讯！！！
我们国家最有实力战斗机研究所就是611和601，而发动机是624和606，624的推比十搞的最快，而606的性能更好。
606内函发动机是什么？
地球都知道是"昆仑II"内函发动机。
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下面是 dkyang 的回贴（不错）
另外，关于涡扇和涡喷的对比，文中说到当马赫数大于0.7以后，风扇效率开始下降，涡喷的压气机效率开始显著上升，这会给读者造成错觉，似乎对于典型任务马赫数大于0.7的发动机涡喷要更有优越性，其实并不是这样。虽然有效率此消彼长，但我相信在战斗机的典型飞行包线内，涡扇的效率还是远远高于涡喷，否则无法解释第三、第四代战斗机尽管最大马赫数都大于2.0，却仍然使用涡扇发动机。
关于由于涡扇发动机增加了风扇而显著增大了空气流量，进而使得发动机的效率大增，这个结论很多人都知道。楼主能否深入地解释一下为什么必须增加风扇级，而不是简单地在低压压气机上增加1-2级并对低压压气机做进一步优化而提高压气机效率。毕竟对于涡扇发动机，风扇和低压压气机都是使用的同一级转子。现代典型的民用发动机上使用的高涵道比发动机（涵道比>5），风扇的推力占发动机推力的80%，那对于低涵道比涡扇发动机，外涵或者说风扇的推力和涵道比大概是个什么样的关系呢？
这里，我想说说我所了解的喷气发动机技术进步的一些关键点，算是对楼主文章的补充和进一步说明吧。
喷气发动机的关键在于核心机，所谓的核心机，包括了高压压气机、燃烧室和高压涡轮。对于高压压气机，重点是要提高增压比，也就是出口压力和进口压力之比，这是衡量压气机效率的一个最重要的指标。想要提高压气机的总增压比就需要提高单级增压比，当前最主要的手段一个是采用三维气动力叶片，另外一个就是压气机的间隙控制。三维气动力叶片是为了优化流场，而减小叶尖间隙可以减少气流损失。在西方的民用发动机上现在已经开始普遍采用三维叶片，而未来间隙控制的目标是要达到分子量级。燃烧室研究的重点是如何使得燃烧室内温度梯度更加均匀地分布以及效率更高的冷却方式。高压涡轮的重点也是要提高效率，有采用三维叶片、更有效的间隙控制、改善叶片的冷却，使用更好的耐热涂层等方面。
下面是我的回答
基本赞同你的观点
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风扇的结构，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的风扇的叶片在战机典型的飞行包线内，风扇的效率还是可以接受的（但是马赫数越高，效率越低）。
多级风扇的结构是为了提高外涵增压比，具体使用几级风扇是由风扇的单级增压比和使用对象（飞机）决定的。第三、第四代战斗机上使用的低函道比多级风扇的涡扇发动机， 民用发动机上使用的高涵道比涡扇发动机。
<B>低函道涡扇发动的风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务.
低函道涡扇发动机取极高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果</B>
战斗机上使用的低函道比涡扇发动机的多级风扇还有重要的附加作用：
现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的，一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力，多级风扇给加力燃烧注入大量新鲜空气，再喷入一定数量的燃油进行混合加力燃烧所产生的推力远大于内涵涡喷核心机的加力推力。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
<B>不过不要指望 </B>中函道比涡扇发动机 在不加力状态下可使战机由亚音速飞行态 过渡到 超音速飞行态， 高函道比涡扇发动机更别提了.
所以针对涡扇发动机高速性能的不足，美国为 F-22 发展了两型发动机
YF-119 YF-120
YF-119 低函道比涡扇发动机 其函道比不超过 0.15
YF-120 变循环涡扇发动机，他的函道比可以0-0.25之间可调这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机
但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下
YF-119 定型后 称 F-119
就是为了F-22的超音速巡航能力F-119 其函道比才如此低。</P>
<P>昆仑2是涡喷发动机，涡喷发动机是作为涡扇发动机的内函核心发动机。当然涡喷发动机本生就是实用的喷气引擎。【转自铁血 http://www.tiexue.net】
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
官方数据：
AL-31FN涡扇发动机
推重比 7.1 （原来的数据打错了）
订正：12500/1760 = 7.1 （TWR)
"昆仑II"内函发动机（涡轮喷气式发动机)
发动机推重比： 大于7.22∶1
AL-31FN涡扇发动机 TWR（推比） < 涡喷发动机 TWR
足可证明AL-31FN涡扇发动机的核心机推比 远小于 "昆仑II"涡喷发动机推比 。
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当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。
用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。 【转自铁血 http://www.tiexue.net】
在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。
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上述说明了以下两点：
1。燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机。
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2。如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。
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关于增推有以下描述：
涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇（通常是前装风扇），当涵道比达到0.8时，精心设计的前级风扇配合核心机，可以使整机增推50%以上。但是随飞行速度超过0.7马赫后，风扇的效率开始下降，而涡喷发动机的压气机的效率持续上升。
优秀的风扇设计可使外涵总压比（TPR） 达到 3 TPR
优秀的核心机设计可使内涵总压比 超过 32 TPR
“秦岭”发动机是我国生产的第一种国产化中等推力的双转子涡轮风扇混合加力式发动机。中航一集团成立以后，“秦岭”发动机研制列入重点项目，在引进生产专利和“八五”已完成部分国产化的基础上，继续完成整台发动机国产化，以基本形成用国产材料和成件生产该型发动机的能力
黎阳航空发动机公司和贵州航空发动机研究所研制生产的涡喷l3F(C)涡轮喷气发动机
“昆仑”发动机由六○六所作为总设计师单位，沈阳黎明航空发动机（集团）公司和西安航空发动机（集团）公司为主要承制单位
最后总结性告诉：
“秦岭”发动机就是三十多年前我们引进的斯贝的国产化版本！！！！
最近一期的《航空知识》我没看，如果是的话那么最近一期的《航空知识》自己弄错了。
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www.tiexue.net</P>
灌水...
风扇是可以随便加的吗？高推那么容易搞？
<B>以下是引用<I>yf23</I>在2004-9-25 1:01:00的发言：</B>
风扇是可以随便加的吗？高推那么容易搞？
这要看技术储备,英国人就敢在已经定型的发动机上更改风扇(好象是狂风的),我们能不能搞,要看过去二十年的底子.
反手灌之！！！！
<P>我也灌水，怕啥</P>
<P>乖乖楼上的几位巨猛，</P><P>小心被删呀！</P><P>我是来看J—14/15研制情况的！</P>
看不出什么门道!
<B>以下是引用<I>cookship</I>在2004-9-25 8:38:00的发言：</B>
？
这要看技术储备,英国人就敢在已经定型的发动机上更改风扇(好象是狂风的),我们能不能搞,要看过去二十年的底子.
<P>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>
<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。
RB199 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。
RB199 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>
<P>太多了，看不懂， </P><P> 不过有了自己的就是好事</P>
<P>94949494</P>
我认为,作为我国企业,不可能两个重点型号飞机用一个型号发动机[em06][em06][em06]
我们的14/15就用"昆仑2改"吗
贴主的意思是昆仑2的发展潜力，14/15用什么动力谁知道。但不知昆仑2现在批量生产的单价要多少？