用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动机

首先需要纠正一部分人的错误认识:天朝眼馋117S发动机。这个属于无稽之谈。

用数据说话:

117S发动机属于AL-31F的改进型,它的性能参数目前已经公布,最大军推仅为86.3kN,不仅远输F119的105kN,甚至还输给本朝已经定型的WS10A(89.6kN)。鉴于Su35近年来多次参展因此其发动机参数极易获得且可信度较高。

以下赠送一个表格,AL31全系列家谱

用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动机

至于大家常说的毛子发动机的稳定性,可以看下面一张图:

用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动机

有关中国采购苏35的细节已经曝光:协议的具体数量是24架,不包含技术转让,中方并未要求包括117S发动机在内的任何技术转让。说白了,我国根本看不上117S。

本人收集了一些可靠数据和图片,可以用来分析WS15发动机。

首先说WS15发动机的论证工作,是从2005-2006年开始的,距今已经过去7,8年了。

用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动机

WS-15全称涡扇15“峨眉” 涡扇发动机,是为我国第四代重型/中型战斗机而研制的小涵道比推力矢量涡扇发动机。由606所、624所、614所、410厂、430厂和113厂等单位专家组研制。

“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。

再次奉上我国航空发动机发展规划图以及仅有的几张公开的WS15原型机进入了高空台试验的图片。

用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动机

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疑似WS15高空台测试图

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加一些百度百科的资料:

从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。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),预计2013年3月发动机完成设计定型试验。

进气口:

进气口采用全钛结构环形进气机匣,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:

风扇采用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:

高压压气机采用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级定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。定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:

燃烧室采用短环式燃烧室,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:

高压涡轮采用单级轴流式,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:

低压涡轮采用单级轴流式,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。

加力燃烧室:

加力燃烧室采用整体式,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:

尾喷管采用全程可调收敛、扩张式三元矢量喷管—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:

控制系统采用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。

继续发一张老图,WS15锻件交付仪式,该漏的都漏了

用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动机

这个是百度的数据,不过个人认为维基百科的比较准确

百度:

最大加力推力:16186.5daN

中间推力:10522daN

加力耗油率:2.02kg/daN/h

中间耗油率:0.665kg/daN/h

推重比:大于或等于9(初期约为大于8.5)

空气流量:138kg/s

涵道比:0.382

总增压比:28.71

涡轮进口温度:1477℃

最大直径:1.02m

长度:5.05m

质量:1862.3kg

个人认为维基百科较为准确:

最大推力:

原型:16,500千克(使用后燃器)

目标:18,350千克 / 180千牛(使用后燃器)

推重比:

原型:9

目标:10

再加一点小道消息,**上有人发布了一张成飞内部展示图,透露歼20的超巡速度为1.83马赫,最大速度为2.5马赫以上。这个属于小道消息,并不一定属实,仅供大家参考。

实在是太保密了,所以需要加上一点小道消息才能让大家对WS15的研制过程看的比较清晰点。

来自铁血爷爷党的一番论述(也许大家都看过):

消息的来源我就不细说了,我爷爷开会回来我问出来的,马上就要公开了,不算什么泄密。

大家一直以为ws15是一款发动机,其实不是, ws15一共是四款,我不知道为啥不各自搞个代号,方便区分。这其中的曲折还是很有传奇色彩的。

原本 ws15是最大推力15吨,用在歼十上的,结果中间出了一款小插曲,成飞设计了一款新飞机也缺发动机,就想把 ws15改一下,改到貌似是十七吨,但是当时把握不大,就想了个办法两款一起搞,当时口号是保十五争十七。

最传奇的就在这,十五吨搞好了,在歼十上试飞了。十七吨型号的也行,但是小问题不少,也是准备放歼十上先试一试。就在这时出了一件神奇的事情,中央的一个小小的企业,搞制造的,搞出了一个新工艺,直接解决了发动机核心的叶片的问题,不但解决了,还大大减轻了发动机的重量,已经不是量变而是质变了。

当时就这事内部军工兔开会论证了一阵子,毕竟这玩意谁也没搞过,在某些方面上来说已经是款新概念发动机了。当时论证的结果是可以造出来。这里还有个大问题,航空发动机重了不行,轻了就更不行了,这种新工艺最大的特色就是降低了发动机的重量,如此就必须增加叶片,最后的论证,推力必须增加叶片,把最大推力增加到24吨才能装到新飞机上, 其实就是歼二十上, 你没听错,是最大推力最低必须达到24吨。

这个论证结果让军工兔顿时蛋疼的厉害,但是没办法还是得造啊。军工兔又开始了 ws15第三个个型号的设计制造,果然没过多久要出来了,其实整体上改的不大,就是叶片加了不少。所以造的倒是挺快,但问题就出在前两款都还没搞好,这款发动机搞出来了,问题大大的有。太先进了也蛋疼。

这时候出了一件更奇葩的事情,应该就是沈飞的小二黑31型。也缺发动机。小二黑的个头不大,而且小二黑的发动机军工兔早研究过了,就是寿命不行。这下正好,把两个单位人员合并一下,成立个新的委员会统一指挥,做个简易型号安上去做实验,型号还是叫ws15. 蛋疼!这样就既能验证新概念发动机,又能两款一起实验好快速发现问题,快速定型。于是 ws15出了第四个型号。 上次运去的那架粽子机就是拉去研究怎么装发动机的。实验这种简化版的新概念发动机。沈飞那架哥么觉得就是个烟雾弹。

其实还有第五款,就是矢量的,但是不准备生产了,因为新发动机不需要矢量技术。只是还在做技术研究,貌似没人对他感兴趣,撂在一边,兔子都忙着新发动机去了。

告诉大家一个好消息,这次我爷爷去开会,就是内部定型的会议,简化版的早没啥问题,24吨的也基本都解决了,这次成果汇报会之后应该就定型了。

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评论

评 论

热门评论

技术不完全成熟应该是肯定的,但只要有了就比没有强,就是质的改变。谁家的孩子生出来就满地乱跑?任何事物都要经历从诞生、成长到成熟的过程,嘲笑和讥讽是不健康的心理,要不得的。现在中国航发最需要的是理解和支持。既然我们无能为他们做点什么,就声援一个“加油”吧。

7楼 钧座2014
其实,我觉得楼主大部分的披露信息应该是对的,但是,歼十和十一由于气动布局不做改变,生产线没有做升级,所以改进型都没有用上新推,当然,同时新推估计还是有寿命以及新工艺方面的待论证一面,所以,时间才整体延后,我觉得ws10,ws13,ws15要成熟估计就在这两年,大规模投产,应该在3-5年内,至于17吨推的那个假如没有垂直起降战斗机的设计要求,恐怕应该存在不实。24吨推那就更玄幻了。
24吨就玄幻?其实楼主没敢把话说满,按原发动机重量来算推比已达13,后期新材料和新工艺使发动机减重以后WS15的推比达到了丧心病狂的15,公开的消息是WS15使用的是高铌钛铝合金,这种合金比美欧使用的镍基钛铝合金要轻的多,而且更耐高温,算了不说了,该挨喷了,等着看吧!


本文内容于 2014/2/10 14:56:41 被nwy453463编辑

15楼3255895

行了,别瞎猜了,发动机保密级别比飞机还高呢,跟黑潜艇一个级别,等官泄吧,其他来路不明的消息都是谣传

一款发动机是否成熟,不仅仅是推力,还有寿命、矢量、可靠性等很多关键参数,如果15早成熟,20,甚至10B早就不是现在的样子了

30楼 是非小人
没看懂啊。

引用楼主的话:“首先需要纠正一部分人的错误认识:天朝眼馋117S发动机。这个属于无稽之谈。

用数据说话:

117S发动机属于AL-31F的改进型,它的性能参数目前已经公布,最大军推仅为86.3kN,不仅远输F119的105kN,甚至还输给本朝已经定型的WS10A(89.6kN)。鉴于Su35近年来多次参展因此其发动机参数极易获得且可信度较高。”

这里面说到117S发动机最大推力86.3KN,但是后面楼主给出的表格里面:

明显的写着117S发动机最大推力142KN

用真实的图片和数据分析我国WS15峨眉发动

恩,飞机发动机的最大推力在专业术语里指不开加力的推力,也称军推,而142那个数据是开加力的数据。

对于超巡来说,加力推力多少没有意义,要的就是不开加力的推力大,加力推力是用于计算空战推重比的。换句话说,最大推力决定巡航速度,加力推力决定起飞、最大速度和格斗性能。

F119之所以说支持超巡,其原因不在加力推力15吨上,而在最大推力10吨,在它的支持下不开加力F22也能飞到1.58马赫,而117S在加力推力上差距不大,是142对155KN,只少9%,可是最大推力对比是86:105,差距近20%去了。

如果对比AL31的话,117S实际主要提升的是加力推力,从AL31的128KN提升到了142KN,提升了大约10%,但是最大推力提升却不大,从83提高到86,只高了不到5%,可见改发动机主要改动的也就是加力燃烧室而已。


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