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[原创]中国航空发动机!花了好大劲找到的！ 文章提交者：支帅 加贴在 空军论坛 铁血论坛 http://bbs.tiexue.net/bbs_69.html 中国航空发动机简介 WS6涡扇发动机结构 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 牌　　号　涡扇6 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 国　　家　中国 厂　　商　沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司 生产现状　完成飞行前规定试车后，停止研制 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 装机对象　涡扇6　　歼击机 　　　　　涡扇6G　 歼击机 　　　　　涡扇6甲　运输机 研制情况 1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。1980年10月，性能达到设计指标。1982年10月通过24h飞行前规定试车。整机试车共334h。后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1984年停止研制。 涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。因此，发动机重量轻，推重比大。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试，作了大量的工作，到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。 1980年，在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。和原设计相比提高了低压转子转速，风扇由3级改为2级，但其压比却由2.15提高到2.6，因而涵道比有所下降。同时提高了涡轮进口温度，将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下，设计状态的加力推力提高了13.2%，推重比提高18.9%。于1982年2月进行了WS6G准验证机试车，达到了预计的的推力指标，证明了WS6G方案在技术上是可行的。后因国内没有与之相配的飞机，因而未能立项研制。 1970年，还针对运输机发展的需要，发展了WS6甲(即910甲)型发动机，采用单级风扇，带中间压气机，增大了总空气流量和涵道比，不带加力。生产了3台试验机。后因飞机研制计划改变，于1973年停止研制。 结构和系统 进 气 口　轴向，环形，无进口导流叶片。进气锥固定在风扇转子上，与转子一起旋转。 风　　扇　3级轴流式。风扇第1级为跨音速级，第2、3级为亚音级。设计转速6400r/min，压比为2.15。第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。第1级静子叶片共34片，支承着风扇转子的前支点，其中30片是实心的，4片是加厚的空心叶片，用于轴承供回油和通气。第2、3级静子叶片是空心的板料结构，中间充填泡沫塑料，以增强刚性，减少振动。风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。机匣和静子为钛合金TA7。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 中介机匣　位于风扇与压气机之间，是发动机主要承力件之一。由内外壳体、分流环和8根支板等组成。由分流环隔为内、外涵两股气流通道。中介机匣内涵流道的出口处安装有高压压气机可调的进口导流叶片。可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣固定在中介机匣内腔。中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结，其下方固定着发动机附件传动机匣，附件由高压转子传动。中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。 高　　压 压 气 机　11级轴流式。压气机第1级为跨音速级，其余为亚音级，设计压比为6.78，设计转速为9400r/min。压气机进口有可调导流叶片，第5级后有放气环，二者联动，按压气机换算转速进行控制。压气机转子是盘鼓式结构。压气机静子机匣分前、后两段，在垂直平面内均有纵向接合面。第1～6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4，机匣后段和后5级转子的材料为耐热合金GX8。 燃 烧 室　环管式。有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。两个直接点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。为便于火焰筒的拆装，燃烧室外机匣分为前后两段，前段为扩压器外壁，后段为直的圆筒。燃烧室的材料为耐热合金GH132。 高压涡轮　2级轴流式。第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片，两级工作叶片均带冠。涡轮机匣采用整体式焊接结构，外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。导向叶片材料为K3，第1 级工作叶片材料为M17，第2级工作叶片材料为K5，所有叶片均为精铸件。 低压涡轮　2级轴流式。两级工作叶片实心带冠。第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构成第4、5号两个支点的承力机匣。低压涡轮机匣是整体焊接结构，分前后两段。第2级导向器叶片装在前段机匣里。带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。导向器叶片材料为K14，工作叶片材料为GH37和GH33。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 加　　力 燃 烧 室　平行进气式。燃烧段有全长隔热防振屏。在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构的主稳定器，为引燃式值班点火稳定器(长明灯)，用两个半导体高能点火电嘴直接点火。在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。3圈环形稳定器间用传焰槽连结。主稳定器外围有径向稳定器24根。采用分区分压供油，内外涵各3区，直流式喷油杆，每区分主副油路，可保证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。 尾 喷 管　简单收敛式。有24个调节片，由6个机械同步液压作动筒操纵。 控制系统　电气机械液压式。机械液压式燃油自动控制系统。主要包括：主泵F33为高压齿轮泵；主控制器F14，按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量；汽芯加力泵F11E；加力燃油控制器F13A，按准相似供油规律调节供油，感受T1、P3；尾喷口控制器F38，按保持给定的涡轮膨胀比变化规律[P6=P3*f (πc)]控制喷口面积；压气机控制器F12C，按压气机换算转速控制压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关；N1-T5限制器F36-F18。所有的油泵和控制器均为沈阳航空发动机研究所研制的。 滑油系统　为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。包括1级供油泵、4级回油泵、燃油－滑油散热器和高空活门等。采用4109高温合成滑油。 起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴，直接点火。 防冰系统　在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥表面加温。 技术数据 最大加力推力(daN) 　　WS6　　　　　12220 　　WS6G　　　　 13830 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 中间推力(daN) 　　WS6　　　　　7130 　　WS6G　　　　 8385 　　WS6甲　　　　10169 加力耗油率[kg/(daN·h)] 　　WS6　　　　　2.3045 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6G　　　　 2.338 中间耗油率[kg/(daN·h)] 　　WS6　　　　　0.6342 　　WS6G　　　　 0.7850 　　WS6甲　　　　0.6000 推重比 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6　　　　　5.93 　　WS6G　　　　 7.05 　　WS6甲　　　　4.69 空气流量(kg/s) 　　WS6　　　　　155.0 　　WS6G　　　　 151.2 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6甲　　　　274.5 涵道比 　　WS6　　　　　1.0 　　WS6G　　　　 0.633 　　WS6甲　　　　1.74 总增压比 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6　　　　　14.60 　　WS6G　　　　 17.50 　　WS6甲　　　　19.72 涡轮进口温度(℃) 　　WS6　　　　　1077 　　WS6G　　　　 1207 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6甲　　　　1107 最大直径(mm) 　　WS6　　　　　1370 　　WS6G　　　　 1370 　　WS6甲　　　　1460 长度(mm) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6　　　　　5645 　　WS6G　　　　 4654 　　WS6甲　　　　3080 质量(kg) 　　WS6　　　　　2100 　　WS6G　　　　 2000 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WS6甲　　　　2210 涡扇9(WS9) WS9涡轮风扇发动机结构 牌　　号　涡扇9 用　　途　军用涡扇发动机 类　　型　涡轮风扇发动机 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 国　　家　中国 厂　　商　西安航空发动机公司 生产现状　用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产 装机对象　歼击轰炸机 研制情况 涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯·罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom 2)F-4K和F-4M上，中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。 1976年3月开始试制，1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯·罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配，同年11月13日完成150h持久试车。首批共制造4台。 1980年初，中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验，并对其5种零部件作了强度试验考核。1980年5月30日，中英双方在考核试验报告上签字。至此，成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。原拟接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使国产化进度拖后。 目前进行的斯贝发动机部分国产化工程，除了实现发动机大修所需备件的国产化，也为进一步实现整机国产化奠定了基础。完成部分国产化工程后，将继续向整机国产化目标努力。 WS9发动机是一个成熟的机种。其主要特点是高速性能好，工作性能可靠，经济性好，翻修寿命长，使用维护方便。 结构和系统 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 进 气 口　位于发动机前端，进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件，机匣材料为S/SJ2，叶片为S/607。进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。头部整流罩内装有前轴承滑油泵。 风　　扇　5级轴流式，风扇增压比为2.77。转子100%转速为9115r/min。A/FLS铝合金锻造机匣水平对开，第1～5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。风扇转子为鼓盘式结构，第1和第5 级转子叶片为T/AV钛合金，叶身带阻尼凸台，叶根以燕尾形榫头与盘联接。第2～4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金，叶根用销钉与盘联接。前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体，第2～5级盘用钛合金T/SZ制成，为发夹形结构，后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。 高　　压 压 气 机　12级轴流式，增压比为7.24。转子100%转速为12640r/min。不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开，第1～12级静子叶片均用不锈钢制成(进口导流叶片和第1～11级为S/SNV，第12 级为S/SJ2)。高压进口导流叶片可调。高压压气机转子为鼓盘式结构，第1～8级转子叶片材料为钛合金(其中第1～5级为T/AV，第6～8级为T/SZ)，第9～12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV，第1级叶片带阻尼凸台，采用销钉与盘联接，第2～12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。 高　　压 压 气 机　前轴用S/HBH钢制成，后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。第1～6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造，第7～11级盘用S/SAV制造，第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造，第2～12级盘均为发夹形结构。高压压气机设置放气机构，用以防喘。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 燃 烧 室　环管式。10个气膜冷却火焰筒，主体材料为C263镍铬钴高温合金，双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部，并装有2个高能点火电嘴。燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2，整体式结构。 高压涡轮 2级轴流式。第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构，转子叶片均带叶冠，用枞树形榫头与盘联接。第1级导叶材料为钴基高温合金HS31，第2级导叶为镍基高温合金C1023，第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002，所有叶片均为无余量精铸而成。1、2级涡轮盘均由N901高温合金制成，高压涡轮轴用S/CMV钢制成。高压涡轮轴承采用弹性支承结构。 低压涡轮　2级轴流式。第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金，均用无余量精铸而成。第1级转子叶片材料为镍基合金N105，第2级转子叶片为镍基合金N80A。1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。低压涡轮轴承采用弹性支承结构。 加　　力 燃 烧 室　在加力燃烧室前设有排气混合器，以均匀掺混内外涵气流。加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管，并装有催化点火器。加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。加力筒体和隔热屏材料均为C263。 尾 喷 管　超音速尾喷管。由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。喷口无级调节。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 控制系统　以机械液压式为主，辅以部分电调。可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后的排气温度。使用加力时，压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。 燃油系统　使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。主燃油系统中，采用RLB-4低压燃油泵，出口燃油压力为550kPa，高压燃油泵为RZB-1，出口燃油压力为4140～8280kPa，使用的燃油流量调节器为RT-18。加力燃油系统中，使用RQB-1加力燃油流量调节器和RT-19加力点火燃油控制器。 滑油系统　使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。发动机主滑油泵为6级(1级增压，5级回油)齿轮式；低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵；传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵；发动机滑油箱容量为5.7L。滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。 起动系统　使用DQ-23燃气涡轮起动机，起动机输出轴与发动机的传动比为1.0454。 点火系统　使用DHQ-13高能点火装置，2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火焰筒内，点火能量为2.5J。 附 面 层 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 控制系统　从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%)，通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层，进行增升(力)，并改善飞机起降时的操纵性。 空气系统　一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气，用于冷却热端零部件，保护轴承腔室，防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。另一部分引气供发动机控制系统调节用。 支承系统　发动机支承在7个轴承上。低压转子采取1-2-1支承形式，高压转子采取1-2-0支承形式。在7个轴承中，第4、5号轴承为止推滚珠轴承，其余5个轴承为滚棒轴承。第6、7号轴承采用弹性支承。发动机采用内、外混合传力。发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上，主安装节位于发动机中介机匣水平两侧，辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。 技术数据 最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　9126 最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　5449～5583 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 中间推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　　　4993 最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气)　　　　4602 最大加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　　　 2.04 最大不加力耗油率[kg/(daN·h)]　　　　　　　　 　0.693 推重比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 5.05 空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　　　　　 89.4～96.2 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 涵道比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 0.62 总增压比　　　　　　　　　　　　　　　　　　　 20.0 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　　　　　 1167 最大直径(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　1093 长度(mm)(喷口全开时)　　　　　　　　　　　　　 5205 　　　　(喷口面积最小时)　　　　　　　　　　　 5061 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 质量(kg)(不包括飞机附件)　　　　　　　　　　　 1842 涡喷8(WP8) 涡喷8涡轮喷气发动机结构 牌　　号　涡喷8 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 国　　家　中国 厂　　商　西安航空发动机公司 生产现状　生产 装机对象　H-6和H-6J 研制情况 涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。1967年1月8日，完成了300h国家交付长期试车，1967年3月29日航定委批准交付部队使用。这种首翻期寿命为300h的发动机称Ⅰ批发动机。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 为了延长使用寿命，改善发动机性能，并提高其可靠性，在Ⅰ批结构的基础上，又研制了800h结构的涡喷8发动机，1972年7月到1975年10月，分别进行了四次工艺长期试车考核。在成熟的基础上，1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可靠性较高的800h结构涡轮转子，首翻期寿命为400h，称这Ⅱ批发动机。 经一年多的混装使用，1975年开始，全部生产800h结构的整机，称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见，初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500h。1979年1月，根据外场使用情况，又将首翻期寿命延为600h；1983年6月，根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况，决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800h。 涡喷8发动机在生产、使用之初就出现了一些可靠性、维修性方面的问题，如高温起动和高原起动困难，压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块，火焰筒筒体冷却孔裂纹多，涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障，曾一度使H-6飞机面临停飞的威胁。为此，采取了一系列技术措施，基本解决了上述问题，使发动机的可靠性和维修性得到了改善。 结构和系统 压 气 机　8级轴流式。进口导流叶片不可调节。转子为鼓盘式结构。第1～6级盘用LD7制成，第1～6级转子叶片和1～7级整流叶片用LY2制成，7～8级盘及其转子叶片由于在较高温度下工作，故分别用34CrNiMoA和13Cr14NiWVBA合金钢制成。为防止低转速工作时产生喘振，压气机第3～4级间设有自动操纵的放气机构。 燃 烧 室　环管式，由14个火焰筒组成，其中4个装有起动喷油点火器，火焰筒前部装有双室二级离心式燃油喷嘴，起动时借助电蚀电嘴间隙处的电火花点燃混合气。火焰筒筒体用GH39制成，尾部加强框为GH30，用氩弧焊焊在筒体后部。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 涡　　轮　2级轴流反力式，具有等外径的气流通道。盘和承力环由GH36，第1级涡轮叶片材料为GH36，第2级涡轮叶片和第2级导叶为GH33，第1级导叶为K3精密铸成。所有叶片均为非冷却式叶片。 尾 喷 管　收敛型。尾喷口不可调节。 防冰系统　发动机设有防冰系统，从压气机第5级和第7级后引出热空气对进口导叶、整流支板和整流罩进行加温；从第8级后引出热空气对机翼前缘加温。 技术数据 最大推力(daN)　　　　　　　　　9316 额定推力(daN)　　　　　　　　　≮7502 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 非常推力(daN)　　　　　　　　　10297 最大耗油率[kg/(daN·h)]　　　　≯0.988 额定耗油率[kg/(daN·h)]　　　　≯0.927 推重比　　　　　　　　　　　　 2.94 空气流量(kg/s)　　　　　　　　 162.0 总增压比　　　　　　　　　　　 6.4 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　 810 最大直径(mm)　　　　　　　　　 1400 长度(mm)　　　　　　　　　　　 5318 质量(kg)　　　　　　　　　　　 3230 涡喷6(WP6) 牌　　号　涡喷6 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 国　　家　中国 厂　　商　沈阳黎明发动机制造公司/成都发动机公司 生产现状　生产 装机对象　歼-6、强-5 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 研制情况 涡喷6是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的РД-9Б技术资料开始试制的，1959年3月国家鉴定委员会鉴定验收、批准投产，但实际批生产是在1961年以后开始的，首翻期为100h。经多年改进，于1972年首翻期提高到200h。 从1962年开始，成都发动机公司也试制该机，同年9月制成。在1964～1982年期间，进行了大量改进。首翻期达到200h，1977年实现涡喷6在歼-6和强-5飞机上通用的目标。 涡喷6甲系黎明发动机制造公司为满足强-5飞机的需要改型研制的，从1964年到1983年经过四个批次的改进，性能有较大提高。 结构和系统 进 气 口　环形。进气锥通过4个整流支板与前机匣相连。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 压 气 机　9级轴流式。涡喷6甲加装可调进口导流叶片。在第5和第6级之间有放气口。第1级转子叶片为跨音速设计。 燃 烧 室　环管式。有10个全气膜冷却火焰筒，筒壁用7段气膜冷却。 涡　　轮　2级轴流式。第1级导向器叶片气冷，其余叶片均不冷却。 加　　力 燃 烧 室　由扩压器、V型火焰稳定器、预燃室、燃油总管和直流喷油杆组成。 尾 喷 管　简单收敛式。喷口面积有三个调节位置。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 控制系统　电气机械液压联合控制。 技术数据 最大推力(daN) 　　涡喷6　　　3187 　　涡喷6甲　　3677 中间推力(daN) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　涡喷6　　　2549 　　涡喷6甲　　2942 加力耗油率[kg/(daN·h)]　　1.63 中间耗油率[kg/(daN·h)] 　　涡喷6　　　0.99 　　涡喷6甲　　1.00 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 推重比 　　涡喷6　　　4.59 　　涡喷6甲　　5.17 空气流量(kg/s) 　　涡喷6　　　43.3 　　涡喷6甲　　46.2 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 总增压比 　　涡喷6　　　7.14 　　涡喷6甲　　7.44 涡轮进口温度(℃) 　　涡喷6　　　870 　　涡喷6甲　　920 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 直径(mm) 　　涡喷6甲　　668.6(燃烧室处) 宽度(mm) 　　涡喷6　　　950(燃油滑油附件注油口主放油开关处) 长度(mm) 　　涡喷6　　　5420 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　涡喷6甲　　5483 质量(kg) 　　涡喷6　　　708.1(不包括起动发电机和燃油增压泵) 　　涡喷6甲　　725 涡喷7系列 (WP7 Series) 涡喷7甲涡轮喷气发动机结构 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 牌　　号　涡喷7系列 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 国　　家　中国 厂　　商　贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司 生产现状　生产 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 装机对象　涡喷7　　　　　　　　歼-7 　　　　　涡喷7甲　　　　　　　歼-8 白天型 　　　　　涡喷7乙　　　　　　　歼-7Ⅱ 　　　　　涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ　歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型 研制情况 涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的，1966年12月国家验收，1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h，总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 为满足歼-8飞机的要求，1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车，性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000h，地面和高空占整机试验2500h，飞行试验1000多架次，发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200h。 为满足歼-7改型的需要，1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加之改进，成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，总寿命300h。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200h和300h，总寿命为600h和900h。 　　涡喷7系列主要有以下改型： 　　涡喷7　　　　原型，已停产。 　　涡喷7甲　　　用于歼-8飞机的改型，采用气冷涡轮，使涡轮进口温度提高100℃。此外，还采用分区分压供油和直流式喷油杆的加力燃烧室设计技术。 　　涡喷7乙　　　在涡喷7甲基础上的改进型，用于歼-7飞机。在研制中，排除了原压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。现已停产。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　涡喷7乙B　　 在涡喷7乙基础上的延寿改型，有供出口的涡喷7B(M)和7B(BM)批次。 　　涡喷7乙Ⅲ　　在涡喷7乙B基础上的进一步延寿改型，有供出口的涡喷7乙ⅢK和7BⅣ批次。 涡喷7乙涡轮喷气发动机结构 结构和系统 进 气 口　环形。进气锥随发动机转子一起旋转，无进口导流叶片。 低　　压 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 压 气 机　3级轴流式。第1级转子叶片为宽弦实心叶片，无阻尼凸台，共24片。除第1级盘用40CrNiMoA 外，其余盘和叶片均用1Cr11Ni12W2MoV材料。压比3.34，最大转速11212r/min，瞬时可达11874r/min。 高　　压 压 气 机　3级轴流式。转子叶片和盘均用1Cr11Ni12W2MoV钢制成。出口处有2个放气活门。压比2.65，转速11954r/min。 燃 烧 室　环管式。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，材料为GH44，涂W-2高温陶瓷。安装边材料为GH15。燃烧室外套材料为1Cr18Ni9Ti。有2个低压电容点火器。 高压涡轮　单级轴流式。导向器叶片和转子叶片为空心气冷。导向器叶片材料为K403。转子叶片带冠，材料为K417，精铸成9小孔。 低压涡轮　单级轴流式。不冷却实心叶片。导向器叶片材料为K403。转子叶片材料为GH49，叶片之间有32根防振箍套。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 加　　力 燃 烧 室　由圆筒形中心截锥体加力扩压器、中间预燃室点火器、两排V型火焰稳定器、15个径向稳定器和筒体组成。分内外两区和主副两级压力供油。有45对直流式喷油杆，335个喷油孔。筒体材料为GH44，防振屏和隔热屏材料为GH128。 尾 喷 管　简单收敛式。喷口面积由24片调节片和24片封严片无级调节。调节片和封严片材料为GH128。 控制系统　机械液压式。主燃油控制是保持低压转子转速为常数，加力燃油控制是保持涡轮落压比为常数。 燃油系统　主燃油和加力燃油均用高压柱塞泵供油。压力7800～8800kPa。使用RP-1和RP-2航空煤油。 滑油系统　封闭回路式。由1个供油泵和4个回油泵。进口滑油温度不超过100℃，回油温度不超过175℃。滑油耗量不大于1.2L/h。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 起动系统　使用QF-12A起动发电机。 点火系统　主燃烧室用DH-6低能点火装置和电蚀电嘴，加力燃烧室用GGD-7高能点火装置和半导体电嘴，两者均为间接点火。 防冰系统　在发动机进气锥外表面涂憎水涂层，并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内，对进气锥表面加温防冰。 支承系统　低压转子由前支点、前中介和后中介轴承组成“1-2-0”支承系统，高压转子由中支点和后支点轴承组成“0-2-0”支承系统。 技术数据 最大加力推力(daN) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　 涡喷7　　　　　　　 5639 　　　　7甲　　　　　　　　 　5884 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 5982 中间推力(daN) 　　 涡喷7　　　　　　　 3825 　　　　7甲 4315 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 4315 加力耗油率[kg/(daN·h)] 　　 涡喷7　　　　　　　 2.34 　　　　7甲　　　　　　　　　2.04 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 2.04 中间耗油率[kg/(daN·h)] [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　 涡喷7　　　　　　　 0.989 　　　　7甲　　　　　　　　　0.997 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 1.030 推重比 　　 涡喷7　　　　　　　　5.38 　　　　7甲　　　　　　　　　5.18 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　　　7乙　　　　　　　　　5.50 　　　　7乙B　　　　　　　　 5.57 　　　　7乙Ⅲ　　　　　　　　5.46 空气流量(kg/s) 　　 涡喷7　　　　　　　 63.7 　　　　7甲　　　　　　　　　64.5 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 64.5 总增压比　　　　　　　　　　 8.85 涡轮进口温度(℃) 　　 涡喷7　　　　　　　　915 　　　　7甲　　　　　　　　　1015 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 1015 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 最大直径(mm)　　　　　　　　 906 长度(mm) 　　 涡喷7　　　　　　　 4600 　　　　7甲　　　　　　　　　5160 　　　　7乙、7乙B、7乙Ⅲ　　 4600 质量(kg) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　 涡喷7　　　　　　　　1151 　　　　7甲　　　　　　　　　1158 　　　　7乙　　　　　　　　　1191 　　　　7乙B　　　　　　　　 1191 　　　　7乙Ⅲ　　　　　　　　1198 本文内容为我个人原创作品，申请原创加分 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 0 顶一下 收藏本文 相关贴文 更多相关 中国 航空 发动机 [点击查看灌水过滤后的回复] 本帖已赚工分: 10 本帖已赚金币: 0 锁定: zhao2365192 06-09 14:38 ---------------------------------------------- 要昂起不屈的头颅，挺起不屈的脊梁，燃起那颗炽热的心，为了明天，充满希望地向前迈进

第2楼

涡喷13(WP13) 涡喷13F涡轮喷气发动机结构 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 牌　　号　涡喷13 用　　途　军用涡喷发动机 类　　型　涡轮喷气发动机 国　　家　中国 厂　　商　沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司 生产现状　生产 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 装机对象　WP13　　　　J-7Ⅲ飞机 　　　　　WP13AⅡ　　 J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02) 　　　　　WP13F　　　 J-7E 　　　　　WP13FI　　　J-7Ⅲ　A/J-7D 研制情况 黎阳航空发动机公司和贵州航空工业集团第二设计所在总结WP7和WP7乙改进与研制的基础上并参照国外同系列成熟发动机，与成都发动机公司共同研制了WP13发动机。设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程◆制造19台发动机，总运转2500h以上。1984年12月至1985年1月通过了150h设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150h。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用，减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。 该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求，后为WP13FI所取代。 WP13AⅡ　是在WP13设计研制的同时，黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程◆制造了21台发动机，整机总运转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞，1988年3月批准设计定型。首翻期150h。 该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。 WP13F　该发动机最初是为满足J-7Ⅱ飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标，1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如2级涡轮叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。1992年4月通过了300h设计定型国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。首翻期300h，总寿命900h。 WP13FI　是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型，最大状态推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机，转子叶片由24片改为19片，增大空气流量2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h，总寿命900h。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 结构和系统 压 气 机　8级轴流式。超跨音速设计、低压3级、高压5级。转子为盘鼓轴式结构。压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。WP13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式艺。 燃 烧 室　环管形。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。低压电容放电点火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。PW13的安装边为GH3030。 高压涡轮　轴流式。高、低压各1级。第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构(WP13的第1级转子叶片为GH220实心锻造叶片)。WP13F、WP13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。第1、2级导向器叶片材料为K403。第1级转子叶片材料为K417。第2级转子叶片材料随型别改变：WP13、WP13AⅡ为GH4049；WP13F为K417；WP13FI为DZ4定向结晶耐热合金。K417采用了无余量精铸新工艺。 加　　力 燃 烧 室　WP13、WP13AⅡ采用环形加径向混合型稳定器；WP13F、WP13FI为沙丘驻涡式稳定器。WP13AⅡ、WP13F、WP13FI加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。WP13AⅡ筒体加长550mm。稳定器和隔热屏材料为GH3128(WP13为GH3044)，筒体为GH99(WP13为GH3044)。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 尾 喷 管　简单收敛式。喷口可调。 控制系统　电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。 技术数据 全加力状态推力(daN)(下限值) 　　WP13　　　　　　　　　6277 　　WP13AⅡ　　　　　　 　6345 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WP13F　　　　　　　　 6326 　　WP13FI　　　　　　　　6669 中间状态推力(daN)(下限值) 　　WP13　　　　　　　　　3923 　　WP13AⅡ　　　　　　　 4119 　　WP13F　　　　　　　　 4315 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WP13FI　　　　　　　　4511 全加力状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值) 　　WP13　　　　　　　　　2.29 　　WP13AⅡ　　　　　　　 2.24 　　WP13F　　　　　　　　 2.09 　　WP13FI　　　　　　　　2.09 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 中间状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值) 　　WP13　　　　　　　　　0.979 　　WP13AⅡ　　　　　　　 1.009 　　WP13F　　　　　　　　 1.009 　　WP13FI　　　　　　　　1.009 推重比(全加力推力下限值/净质量上限值) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WP13　　　　　　　　　5.54 　　WP13AⅡ　　　　　　　 5.28 　　WP13F　　　　　　　　 5.77 　　WP13FI　　　　　　　　5.98 空气流量(kg/s) 　　WP13/WP13AⅡ/WP13F　　66.0～67.0 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WP13FI　　　　　　　　68.0～69.0 总增压比 　　WP13/WP13AⅡ/WP13F　　8.8 　　WP13FI　　　　　　　　9.2 涡轮进口温度(℃) 　　WP13　　　　　　　　　970 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WP13AⅡ/WP13F/WP13FI　1015 最大直径(mm)　　　　　　　907 长度(mm) 　　WP13/WP13F　　　　　　4600 　　WP13AⅡ　　　　　　　 5150 　　WP13FI　　　　　　　　4616 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 质量(kg)(交付状态上限值) 　　WP13　　　　　　　　　1235 　　WP13AⅡ　　　　　　　 1306 　　WP13F　　　　　　　　 1198 　　WP13FI　　　　　　　　1220 涡桨5(WJ5) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5涡轮螺旋桨发动机外形 牌　　号　涡桨5 用　　途　民用涡桨发动机 类　　型　涡轮螺旋桨发动机 国　　家　中国 厂　　商　哈尔滨东安发动机制造公司 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 生产现状　WJ5A/AI/E生产 装机对象　WJ5　　　　 Y-7 　　　　　WJ5A　　　　SH-5 　　　　　WJ5B　　　　Y-7/Y-7H 　　　　　WJ5AI/WJ5E　Y-7/Y-7-100/Y-7-200B/Y-7H/Y-7H500 研制情况 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 涡桨5(WJ5)发动机是支线客机Y-7飞机的动力装置。1966年初在南方航空动力机械公司开始研制，1968年转由哈尔滨东安发动机制造公司继续研制生产，到1974年9月首次完成150h台架试验。1976年6月按照航空产品定型委员会(航定委)批准的试车大纲通过500h发动机设计定型台架试验，次年，WJ5发动机经航定委批准设计定型，并开始小批生产。发动机性能试飞是1975年完成的，共飞行107h。研制过程共用8台发动机进行了约5680h台架试验。WJ5发动机曾在国内航线试用，因为在高温、高原环境起飞功率下降，使用受到限制，于1980年停止生产。 与WJ5发动机研制同时，海军于1969年8月提出研制涡桨型发动机作为水轰5(SH-5)飞机动力装置的任务。经论证，决定在WJ5发动机基础上重新设计涡轮部件，改型后的发动机编号为涡桨5甲(WJ5A)，起飞状态的当量功率提高442kW。1978年通过设计定型鉴定试验，次年完成发动机性能试飞，1980年初经航定委批准WJ5A发动机设计定型，装用WJ5A发动机的SH-5飞机于1985年投入使用。研制阶段生产了10台发动机用于台架试验和试飞，台架试验约2050h。 由于WJ5发动机在高温、高原环境条件下起飞功率不足，影响Y-7飞机在高温、高原地区使用。为改善Y-7飞机的性能，在Y-7飞机换发论证会上决定研制WJ5AI发动机取代WJ5发动机作为Y-7飞机的动力装置。WJ5AI发动机的主要特点是将WJ5A降低起飞功率使用，同时吸收WJ5发动机在研制、生产和使用过程中所进行的设计改进成果，从而提高发动机工作可靠性、延长工作寿命，而且WJ5AI发动机的温度特性有了明显改善。WJ5AI的改型工作是从1979年底开始，1982年7月通过中国民航总局、空军、海军和航空工业部组织的技术鉴定。 为降低WJ5AI发动机燃油消耗率，改善其经济性，东安发动机制造公司和沈阳航空发动机研究所合作，请美国通用电气公司(GE公司)进行技术咨询，在WJ5AI基础上重新设计涡轮部件，经改型设计形成WJ5E发动机。1987年5月中国政府批准这一合作工程项目实施，同年8月，与GE公司签订的技术咨询合同经批准正式生效。次年底完成了图纸设计，1990年9月完成样机装配和试验。经测试证明，WJ5E发动机的性能达到了改善经济性和预期目的。随后，两次通过CCAR33部规定的150h持久试验，并完成了CCAR33部规定的型号合格审定验证项目。1993年7月由飞行试验研究院完成了型号合格审定试飞，同年12月经中国民用航空总局批准，WJ5E发动机取得型号合格证。WJ5E发动机是中国首台按照中国民用航空规章第33部(CCAR33)航空发动机适航标准进行适航符合性审定的涡轮螺旋桨型航空发动机。 WJ5　是我国研制生产的第一种涡轮螺旋桨型航空发动机，1978年首先在沈阳民航装在An-24飞机上试用。 WJ5A　发动机外廓尺寸、质量与WJ5基本相同，整机可互换安装。涡轮部件是新设计的，第1级导向器叶片和第1级转子叶片为空心气冷，转子叶片采用深根、大圆弧榫齿、带冠、窄弦长、成对装于涡轮盘榫槽内等结构形成，涡轮进口温度提高约100℃，起飞当量功率提高较大。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5B　提高发动机转速，增加燃油供油量，起飞功率较WJ5发动机增加约200kW。 WJ5AI　原型为WJ5和WJ5A发动机，起飞改用两级转速，最大起飞功率由WJ5A的2317kW降至2133kW，针对原型机的薄弱环节有较多改进，如压气机后轴颈改进设计，改进Ⅱ级转速控制系统，涡轮盘和火焰筒等热部件改用更好的耐热合金，增加监控装置等。发动机的温度特性有较大改善，在气温不高于38℃(PH=101.32kPa)环境条件下保持起飞功率基本不变。1982年正式投入航线使用，首翻期寿命为2000h。 WJ5E　为减少压气机流道损失对压气机进行了改进。在涡轮部件方面，为使流道光滑、各级涡轮功分配合理、级反力度提高、间隙和泄漏损失减少，重新设计了导向器叶片、车子叶片和流道，改用蜂窝封严材料，取消第1级转子叶片的冷却气流等，采用了GE公司的经验和成熟的结构形式。WJ5E发动机的功率和温度特性与WJ5AI发动机相同，发动机工作可靠性有所提高，起飞状态的耗油率较WJ5AI降低9.4%，涡轮进口温度约降低50℃。首翻期寿命为3000h。1994年初已交付民航试用。 结构和系统 减　速　器　封闭差动游星式传动机构。第1级是差动游星式，第2级是简单定轴式传动。功率的30%经第1级传给桨轴，其余70%经第2级传给桨轴。减速比为0.08255。减速器内带有测扭机构和负拉力传感机构，机匣是镁合金铸件。 进气和附件传动装置　由附件机匣内、外锥体之间4个翼形中空支板连成一体，形成发动机进气通道。压气机进口导流叶片和压气机转子前轴承安装座均在附件机匣上。发动机主安装节在机匣两侧。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 燃　烧　室　混合式火焰筒，前端有8个独立的头部，其后端呈环形。燃烧室机匣两侧各装一发动机辅助安装节，有8个单油路燃油喷嘴，两个点火器。压气机后轴承和涡轮轴承安装在机匣上。 涡　　　轮　3级轴流反作用式。3级涡轮盘之间靠8根长螺栓拉紧，用24个衬套传扭。涡轮转子悬臂支承在轴承外侧。 排气装置　　喷口不可调。外筒与内锥体由3个整流支板连接，组成环形燃气通道，外筒圆周上均匀布有12个测燃气温度的热电偶安装座。 控制系统　　机械液压式。当飞行条件变化时，燃油调节系统自动调节发动机所需燃油。转速调节系统按偏离原理自动保持发动机转速不变。有最大扭矩限制、最高燃气工作温度限制和顺桨停车等保护功能。 技术数据 起飞当量功率(kW) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5 1875 WJ5A 2317 WJ5B 2074 WJ5AI 2133 WJ5E 2133 最大连续(额定)当量功率(kW) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5 1545 WJ5A 1901 WJ5B 1648 WJ5AI 1670 WJ5E 1670 起飞耗油率[kg/(kW·h)] [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5 0.361 WJ5A 0.350 WJ5B 0.352 WJ5AI 0.353 WJ5E 0.326 功重比(kW/daN) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5B 2.94 空气流量(kg/s) WJ5 12.6 WJ5A 13.6 WJ5B 14.2 WJ5AI 13.7 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5E 13.7 总增压比 WJ5 6.5 WJ5A 7.5 WJ5B 7.5 WJ5AI 7.2 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5E 7.2 涡轮进口温度(℃) WJ5 787 WJ5A 887 WJ5B 817 WJ5AI 867 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] WJ5E 815 最大直径(mm) 1080 质量(带附件，kg) 720 涡桨6(WJ6) WJ6涡轮螺旋桨发动机结构 牌　　号　涡桨6 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 用　　途　民用涡桨发动机 类　　型　涡轮螺旋桨发动机 国　　家　中国 厂　　商　南方航空动力机械公司 生产现状　生产 装机对象　Y-8、Y-8C、Y-8Q等所有Y-8改型的专业飞机 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 研制情况 1969年中国政府为了提高部队运输和作战能力，要求研制中型运输机及其动力。南方航空动力机械公司于1969年8月开始为Y-8飞机研制动力装置涡桨6，1970年9月首次上台架运转，1973年4月首次上天试飞。1976年完成设计定型，并装备部队使用。 目前，首翻期寿命已由定型时的300h延长到3000h。 1982年开始对涡桨6发动机进行改进设计，提高功率至3350kW，并降低油耗，经过两年多的研制，完成了验证机的试制和试验，并完成了150h验证机的考核试车，尚未投入正式型号研制和鉴定试验。该机加大功率和降低油耗的主要技术措施是提高涡轮进口温度约40℃，并提高约2%的转速。涡轮第1级采用空心气冷叶片，改进了冷却气路等，试验结果良好。 结构和系统 进气装置　镁合金进气机匣，热滑油防冰。由压气机第10级后轴取热空气加温23片进口导流叶片。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 压 气 机　10级轴流式。盘鼓式转子由3级涡轮驱动，用花键套齿连结传扭，在第5和第8两级各安装有两个放气活门。转速12300r/min。压气机机匣和整流器为焊接结构。整个压气机的零件为钢制件。 燃 烧 室　环形。带10个头部和10个单油路离心式喷嘴。燃烧室为耐热钢板的焊接结构。 涡　　轮　3级轴流反力式。3级涡轮盘和涡轮轴用螺栓连结。第1级导向器叶片为气冷叶片，第1、2级盘有空气冷却，叶片带冠，冠顶表面有蓖齿，叶片用枞树形深榫根成对安装在轮盘的槽内。最大允许排气温度为560℃。 排气装置　固定面积收敛喷管。带6个径向支板的排气段，在外部有冷却吹风罩。喷口面积0.225m2。 减 速 器　封闭差动游星式减速器，由弹性轴与压气机轴前端套齿相连传动。减速比0.08732，螺旋桨转速1074r/min。减速器内装有测扭装置和负拉力顺桨传感装置等。 控制系统　机械液压式的燃油控制器RT-11和螺桨调速器TS-14A，它们之间互相关联，由单独的主操纵杆控制，通过改变桨距保持转速恒定。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 燃油系统　1个CB-55主燃油泵和RT-11燃油控制器，辅助燃油泵XB-36。 滑油系统　闭式循环，滑油压力400～550kPa。 起动系统　2个起动发电机QF12-1，1个起动供油电磁阀，2个起动喷嘴。 点火系统　2个高能点火装置，2个电蚀电嘴和2个火炬式点火器。 支承系统　1-2-0支承方案。 技术数据 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 飞行功率(kW)　　　　　　　3125 起飞耗油率[kg/(kW·h)]　　0.329 功重比(kW/daN)　　　　　　2.66 空气流量(kg/s)　　　　　　20.4 总增压比　　　　　　　　　7.5 涡轮进口温度(℃)　　　　　1060 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 长度(mm)　　　　　　　　　3099 宽度(mm)　　　　　　　　　892 高度(mm)　　　　　　　　　1174 质量(kg)　　　　　　　　　1200 涡轴8(WZ8) WZ8A涡轮轴发动机结构 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 牌　　号　涡轴8 用　　途　军用/民用涡轴发动机 类　　型　涡轮轴发动机 国　　家　中国 厂　　商　南方航空动力机械公司 生产现状　批生产 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 装机对象　WZ8　　　直9双发直升机 　　　　　WZ8A　　 直9A双发直升机 　　　　　WZ8D　　 直11军、民两用单发直升机 　　　　　WZ8E　　 直9C舰载反潜双发直升机 研制情况 为生产我国2～4t级直升机的动力装置，1981年中国航空技术进出口公司与法国透博梅卡公司(TM)签订了阿赫耶系列发动机生产专利转让合同，由南方航空动力机械公司按阿赫耶系列发动机全套设计、工艺、冶金和检测资料生产WZ8系列涡轴发动机。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 阿赫耶涡轴发动机系70年代研制的产品，它采用了许多新设计、新材料和新工艺。为了逐步掌握这些新技术，南方航空动力机械公司对WZ8系列发动机的研制分为两个阶段：第一阶段采用法国材料生产。先将TM公司生产的各单元体、排气段、连接件和法国产附件装配成整机，在经过法方检验合格的试车台上试车后交付出厂。然后，南方航空动力机械公司用法国材料生产M01(附件传动单元体)、M04(自由涡轮单元体)和M05(减速器单元体)3个单元体以及排气段、连接件和部分附件，与TM公司生产的M02(轴流压气机单元体)和M03(燃气发生器单元体)以及法国产附件组装成整机，经试车后交付。最后，用法国材料生产所有5个单元体、排气段、连接件和部分附件，与法国产其余附件组装成整机，并经150h持久试车后交付。第二阶段为国产化阶段。除了极少数零件之外，所有原材料、毛坯和成、附件均立足于国内来生产。在国产化过程中，新研制的24种金属材料、64种非金属材料及60种锻、铸毛坯均通过了国家级或其他级别的评审鉴定，绝大多数国产化成、附件已通过鉴定或设计定型，整机国产化率目前已达91%。 国产化WZ8A发动机按法方提出的考核大纲进行了2000个典型飞行循环的试车(1000h)及7000次低周疲劳试车；两台国产化发动机首飞100h后于1992年11月通过了由总参陆航局和航空航天工业部主持的鉴定，投入小批量生产。 在国产化WZ8A发动机研制成功的基础上，南方航空动力机械公司根据TM公司提供的全套资料，按国产化的原则又研制了WZ8E及WZ8D两种型别的涡轴发动机，分别于1994年7月及9月通过了法方规定的150h持久试车考核，同时又在试验器上进行了有关的鉴定试验。1994年9月，该两型发动机通过了由中国航空工业总公司主持、分别有海军及总参陆航局参加的阶段性鉴定，预定于1994年年底装机首飞。 结构和系统 压 气 机　由1级轴流级和1级离心级组成。跨音速轴流叶轮和超音速离心叶轮均采用TC4钛合金锻件经数控切削加工而成，叶片及轮盘为整体式结构。轴流级整流器内、外环及双排整流叶片精铸成一整体，离心级径向及轴向扩压器为一焊接组件。设计转速51000r/min，绝热效率0.782。 燃 烧 室　离心甩油折流式环形。起动喷嘴及低压高能电嘴装于燃烧室前部。火焰筒采用钴基GH188及镍基GH625合金板材经冲压焊接而成，内、外壁上用电子束打出13000个直径0.5～0.6mm小孔从而形成全气膜冷却。燃油先经喷射油道内6个孔道进行预分配后进入甩油盘，再经其上12个孔道甩入火焰筒主燃区。由于甩油压力极高，燃油雾化质量好，故燃烧效率达0.99。总压恢复系数0.968。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 燃气发生 器 涡 轮　2级轴流式。不冷却。带枞树状密封型榫头的第1级转子叶片为定向凝固镍基DZ22合金精铸件，叶身采用低压等离子喷涂由Ni、Cr、Al、Co、Y、Ta等6种元素组成的涂料以提高其高温抗氧化性能。嵌入式第2级转子叶片采用仿NK15CATD精铸毛坯制成。两级涡轮盘均采用镍基GH500锻件，经机械加工而成。 自由涡轮　单级轴流式。用仿NC13Adbc合金精铸的转子叶片通过其枞树形榫头嵌入悬臂式自由涡轮盘上。自由涡轮导向器采用钴基及镍基的合金板材经冲压焊接而成。转速41586r/min。 减 速 器　2级简单圆柱斜齿轮减速。减速比为0.14428。减速器将自由涡轮转速41586r/min降至功率轴的转速6000r/min。减速齿轮采用仿E16NCD13锻件，经机加工而成。减速机匣采用耐高温的铸铝合金毛坯制成。 附件传动 机　　匣　通过锥齿轮及圆柱齿轮系传动各转动附件。功率轴前支点置于附件传动机匣内。WZ8/WZ8A/WZ8E发动机通过功率轴向前输出全部轴功率，WZ8D则通过功率轴经自由涡轮到自由涡轮轴向前输出传动旋翼用的功率，同时向后输出传动尾桨用的功率。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 排气装置　简单扩张式。WZ8及WZ8D排气装置轴线均为水平，但长短有别；WZ8A及WZ8E排气装置轴线向上翘约30°。 控制系统　等自由涡轮转速调节。机械液压式燃油控制。 燃油系统　包括装于直升机上的燃油箱、辅助增压泵和燃油滤以及装于发动机上的燃油调节器、超转放油活门、增压活门和甩油盘等。供油压力3432kPa。燃油牌号RP-1和RP-2。 滑油系统　由安装在直升机上的滑油箱、滑油散热器、滑油温度传感器及发动机上安装的滑油泵、滑油压力传感器、低压滑油压力开关、滑油滤、油滤堵塞指示器、测扭机构及磁堵等组成。供油压力500kPa。滑油耗量0.2kg/h。 起动系统　包括起动发电机、高能点火器、低压高能电嘴、起动喷嘴、起动供油电磁活门、起动放油活门和放气活门等。 技术数据 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 超应急功率(≤1min, kW) 　　WZ8E　　　　　560 最大应急功率(≤2.5min, kW) 　　WZ8　　　　　 522 　　WZ8A　　　　　538 中间应急功率(≤30min, kW) [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WZ8　　　　　 512 　　WZ8A　　　　　526 　　WZ8E　　　　　528 起飞功率(≤5min, kW) 　　WZ8　　　　　 492 　　WZ8A　　　　　526 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WZ8D　　　　　510 　　WZ8E　　　　　522 最大连续功率(kW) 　　WZ8　　　　　 437 　　WZ8A　　　　　437 　　WZ8D　　　　　450 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WZ8E　　　　　465 350kW时耗油率[kg/(kW·h)] 　　WZ8　　　　　 0.396 　　WZ8A　　　　　0.396 　　WZ8D　　　　　0.401 　　WZ8E　　　　　0.396 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 功重比(kW/daN) 　　WZ8　　　　　 4.30 　　WZ8A　　　　　4.38 　　WZ8D　　　　　4.19 　　WZ8E　　　　　4.30 空气流量(kg/s)　　2.5 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 总增压比　　　　　8.0 涡轮进口温度(℃) 　　WZ8　　　　　 1037 　　WZ8A　　　　　1052 长度(mm) 　　WZ8、8A、8E　 1166 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WZ8D　　　　　1256 宽度(mm) 　　WZ8　　　　　 412 　　WZ8A　　　　　466 　　WZ8D　　　　　478 　　WZ8E　　　　　465 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 高度(mm) 　　WZ8、8D　　　 609 　　WZ8A、8E　　　617 质量(kg) 　　WZ8　　　　　 117 　　WZ8A　　　　　123 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 　　WZ8D　　　　　124 　　WZ8E　　　　　124 涡桨9(WJ9) 涡桨9涡轮螺旋桨发动机结构 牌　　号　涡桨9 用　　途　民用涡桨发动机 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 类　　型　涡轮螺旋桨发动机 国　　家　中国 厂　　商　株洲航空动力机械研究所 生产现状　1995年初取得适航证 装机对象　中国双发Y-12运输机，也可用于公务机、游览机以及海拔较高的边防、山地和丛林特种飞机。 研制情况 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 涡桨9是以涡轴8A涡轮轴发动机为原准机改型设计的涡轮螺旋桨发动机。其设计思想是最大限度地满足现有Y-12飞机的要求，用以更换从加拿大进口的PT6A-27发动机。 株洲航空动力机械研究所于1983年4月开始验证机方案设计，1984年2月完成施工图纸设计。1985年南方航空动力机械公司加工制造了第一台验证机。1986年开始部件试验和整机性能调试，并取得成功。1987年7月立项转入型号研制。1988年2月开始原型机设计。1989年9月制造出第一批原型机，并于1992年12月10日首次试飞。1994年完成全部适航考核的发动机地面及飞行试验。1995年初取得民航型号合格证并开始交付使用。截至1994年已累积整机试验超过1500h，其中包括200h的飞行试验和150h持久试验及2000次循环的初始维修寿命试车。 发动机总体布置采用单转子对置轴形式，自由涡轮后接集气腔两侧排气管，再接星型传动减速器。发动机的进气端与功率输出端位于发动机的两头。整个发动机呈一条直线，结构紧凑。 采用单元体结构设计，保留了原WZ8A发动机的轴流压气机、燃气发生器和自由涡轮三个单元体。新设计了排气管、减速器和附件传动机匣(带有滑油箱和进气道)三个单元体以及相应的各个系统。各单元体之间的静止件和转动件分别用螺栓和中心螺栓连接在一起，易于外场检修与更换。 发动机采用滑油光谱分析、孔探仪检查、磁堵及振动检查等措施实现了视情维护。成熟期发动机翻修寿命为2000h。 结构和系统 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 进气装置　环形、径向进气，由铝合金整体铸造成形。通道面积呈收敛形，使空气由径向进入转为轴向排出进入压气机。 减 速 器　两级斜齿星形简单传动。重39kg的减速器位于发动机后部。减速比为0.050548，螺桨输出轴转速为2200r/min，转向为顺航向顺时针方向。设有液压测扭机构。由发动机润滑系统供油润滑。 压 气 机　1级跨音速轴流级加1级超音速离心级组合式。轴流级由轴流整体叶轮(材料为仿TA6VPQ)及其后的整体精铸的双排整流器(材料为仿Z20CNW22)组成。轴流叶轮为钛合金锻件、盘和叶片是用多刀头整体铣削而成。轴流级的增压比为1.515，效率0.8399，进、出口轮毂比分别为0.473和0.561。轴流级和离心级之间的12点钟位置设置一个放气活门，当总增压比达到6.1时，放气活门关闭。离心级的离心叶轮罩用钛合金(材料为仿TA6VPQ)锻造而成。转子是由11片主叶片和11片中间叶片构成的整体式叶轮。扩压器采用仿Z12CNDV12整体铣切而成。离心级增压比为5.219，效率0.785。引气量0.1kg/s。起飞状态压气机转速为52215r/min。转向为顺航向顺时针。 燃 烧 室　离心甩油环形折流式燃烧室。火焰筒采用电子束打孔，全气膜发散冷却。火焰筒材料为仿NC22DNb。燃烧效率0.995。总温升为787K，总加温比为2.327。总压恢复系数为0.97。 燃气发生 器 涡 轮　两级轴流反力式。涡轮机匣采用仿NC2DNb(GH625)材料，外表面喷有耐热涂层。第1级导向器叶片空心气冷，采用仿KCN22W(GH188)材料，其喉道面积为338cm2。第2级导向器用仿NC15K10DAT材料整体精铸而成，转子叶片不带冠。第1、2级转子叶片分别采用仿NW12KCATFf和仿NK15CATD制成。涡轮效率为0.862，膨胀比为2.786，冷却气量为0.1806kg/s。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 自由涡轮　单级轴流反力式。涡轮转子叶片不带冠，材料为仿NC13ADbc，导向器为仿NC22DNb(GH625)，盘为仿NCK19DAT。自由涡轮喉道面积为83.79cm2，膨胀比2.47，涡轮效率0.849，起飞状态工作转速为43522r/min(104.7%)。 排气装置　位于自由涡轮与减速器之间，采用带涡流环的结构形式，由高温合金CH169锻制的前、中、后安装边与由高温合金板材冲压成型的内、外壳体经焊接而成。自由涡轮后的燃气流经扩压段、涡流环和集气腔后从两侧的排气口呈径向排出。内壳体内壁上装有由高硅氧纤维构成的隔热屏。排气管总长为324mm，总压恢复系数为0.965。 控制系统　机械液压式。包括四个有关联作用的独立装置――带齿轮式高压油泵的燃油调节器、信号转换装置、螺桨调速器和螺桨限速器。调节规律为Ng=常数，Np=常数。 燃油系统　由带齿轮式高压油泵的燃油调节器(型号RT-27)、起动供油电磁活门、起动放油活门、起动喷嘴、超转放油活门和离心甩油盘等组成。燃油泵最大压力为3300kPa。采用RP-1(GB438-77)、RP-2(SY-1006-66)或RP-3燃油。燃油进油温度限制为-40℃ ～+50℃，最大燃油进油流量为300L/h。 滑油系统　循环式润滑系统。由1级增压、5级回油泵(均为齿轮泵)组成滑油泵组件。各回油管路均装有回油滤。在滑油放油口――附件机匣和减速器机匣下部装有磁堵并在总回油管路上设有带指示灯的磁性堵头。滑油泵供油压力350kPa。滑油规格为4106号合成航空滑油，100℃时粘度5mm2/s，滑油消耗量0.3L/h。 起动系统　23048～004型起动－发电机，质量13.5kg。起动电压为25～28V。发电功率6kW。起动时间小于30s。 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 点火系统　由两个EYQUEM402或402D型高能点火器，两个EYQUEM SD36T72B型高能电嘴以及连接用的高压电缆构成。点火器的电源电压为DC14~30V，储存能量2J，额定点火频率为400Hz。 支承系统　燃气发生器转子三支点，轴承3个，支承形式为0-2-0-1；自由涡轮轴承2个，支承形式0-2。1、2和5号轴承为滚珠轴承，3和4号轴承为滚棒轴承。 技术数据 飞行功率(≤5min，温度可到ISA+6.7℃，kW)　　507 最大爬升功率(温度可到ISA+6℃，kW)　　　　　462 最大连续功率(温度可到ISA+22℃，kW)　　　　 462 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 最大巡航功率(温度可到ISA+6℃，kW)　　　　　462 起飞耗油率[kg/(kW·h)]　　　　　　　　　　 0.359 最大爬升耗油率[kg/(kW·h)]　　　　　　　　 0.364 最大连续耗油率[kg/(kW·h)]　　　　　　　　 0.371 最大巡航耗油率[kg/(kW·h)]　　　　　　　　 0.364 功重比(kW/daN)　　　　　　　　　　　　　　 3.10 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 空气流量(kg/s)　　　　　　　　　　　　　　 2.5 总增压比　　　　　　　　　　　　　　　　　 8.0 涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　　　 1057 权限涡轮进口温度(℃)　　　　　　　　　　　 1090 长度(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　 1692 宽度(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　 551 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 高度(mm)　　　　　　　　　　　　　　　　　 528 质量(kg)　　　　　　　　　　　　　　　　　 168  ---------------------------------------------- 要昂起不屈的头颅，挺起不屈的脊梁，燃起那颗炽热的心，为了明天，充满希望地向前迈进

第3楼

楼主 我想看WS-10A

第4楼

3楼的兄弟，你要的东西没找到啊，找到了估计国安的弟兄就得请我喝茶啦，咱受党的教育那么多年，不能干啊！哈哈  ---------------------------------------------- 要昂起不屈的头颅，挺起不屈的脊梁，燃起那颗炽热的心，为了明天，充满希望地向前迈进

第5楼

以下是引用支帅 在第4楼的发言： 3楼的兄弟，你要的东西没找到啊，找到了估计国安的弟兄就得请我喝茶啦，咱受党的教育那么多年，不能干啊！哈哈 找到这么一个 [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] The WS-10 or WS10 (Woshan 10), codename Taihang, is a turbofan engine, developed in the 1980s by the Shenyang Aeroengine Research Institute, a design institute of the China Aviation Industry Corporation. it based on the USA CFM-56 engine, and can be considered a Chinese version of F110. After almost 20 years, it was finally installed by the People's Liberation Army Air Force in their Shenyang J-11 fighter aircraft, and possibly, Chengdu J-10. However, after the government's official acknowledgment of the existence of the J-10, an interview with J-10 pilots such as test pilot Mr. Li Cunbao (李存宝) revealed that the domestic engine is highly unlikely to be equipped in J-10s in the near future. In this interview publicized in January 2007, the pilots claimed that though the domestic WS-10 Chinese engine could match the performance of the Russian one in every parameter and even surpass in some, there was a very serious drawback: the domestic Chinese engine, WS-10 and WS-10A, took much longer to reach the same level of performance as its Russian counterpart. (According to Mr. Li Cunbao's experience, as well as other pilots who flew the J-10 with the WS-10, it took at least 50% longer, and in many other aspects, almost 100% longer.) Although this difference is only slightly more than a minute at most, it was more-than-enough to make a difference between allowing the pilots to safely recover the aircraft by restarting the engine than abandoning the aircraft in a forced ejection. Another problem of the WS-10 engine is its lack of FADEC, which is needed for having a same or better aircraft performance when compared with an aircraft with a Russian engine. However, the current WS-10 version available with complete FADEC is not reliable enough to be accepted into service for single engined aircraft like J-10, and currently all of the matured WS-10s lack FADEC. As a result, the WS-10 is currently certified for twin engined aircraft such as Shenyang J-11 only. The new fully FADEC WS-10A, reported to be an impressive 13,500kg thrust and 7.5 T/W ratio turbofan, could be in service in about 5 years. At the Zhuhai 2002 show a photo was released of a J-11 alleged to have been modified to test one WS-10A.[1]

第6楼

不过WS-15的就不太好找了，能找到的都是猜测的数据。

第7楼

版主行行好吧，找齐很辛苦的啊！

第9楼

http://bbs.news.163.com/bbs/mil/80776295.html 楼主你好： [ 转自铁血社区 http://bbs.tiexue.net/ ] 请你在48小时内与当值版主取得联系，解释你与上面链接作者的关系。否则我们将对你的发文按照伪原创给予处理。  ---------------------------------------------- 犯我强汉者，虽远必诛！