漫道雄关真如铁中国喷气发动機的发展

涡喷发动机的原理很简单，就是作用力和反作用力的牛顿第三定律的原理可真正从原理到上天，人们用了几个世纪的时间

1913年法国工程师勒内·罗兰提出的一种喷气推进发动机取得专利，但这是一种冲压式空气喷气发动机，那时既不可能制造又无处使用。1930年，英國工程师弗兰克·惠特尔获得了第一个用燃气涡轮产生喷气推进的专利，但一直到11年后他的发动机才完成了第一次飞行1934年德国人汉斯·万·奥海因率先试制成功世界上第一台喷气发动机。1937年4月12日弗兰克·惠特尔试制成功英国第一台喷气发动机。但试运转并不理想，几经挫折，于1941年装上了格洛斯特战斗机英国在40年代最主要的军用涡喷发动机有德温特河，尼恩等特别是尼恩，它可以说是大多数现代发动机的鼻祖苏联在40年代末的时候引进了尼恩，其仿制品就是ВК－1，而ВК－1Ф在ВК－1的基础上增加了加力燃烧室这样，飞机的瞬时推力可以增加很多中国的发动机就是从ВК－1Ф起步的。

随着朝鲜战争的结束，中国人民空军的战斗机也在进行着新一轮的更新换代飞机和发動机的制造也提到了国家的议事日程上来。之后我国开始仿制苏联的发动机，涡喷5涡喷6，涡喷7等一系列发动机的仿制增强了中国航空笁业的实力可仿制也有尽头，随后的事件证明没有真正的自主研制，中国的发动机还是要受制于人的

人是要有点精神的，中国挺过叻3年困难时期原 Zi Dan 和氢弹的 Bao Zha 震惊了世界，也鼓舞着中国人民的士气一个大胆的想法在航空动力人的心中产生，研制自己的发动机最新式的涡扇发动机。

当时该发动机的代号是910也就是我们后来俗称的涡扇6，当时的想法是把该发动机的加力型作为新研制的歼击机歼9的动力而把该发动机的无加力型 910甲作为轰6和运9以及大型客机的动力。可国家正在动乱之中这个新生儿又怎能幸免于难呢，发动机的研制的进程走走停停试车过程中喘振不断。

-------“它的理想是九霄之上的凌云志为自己的母亲去赢得一份安宁，可重重的桎梏锁住了它不甘寂寞嘚身躯。”

有开始就有终结再苦难的日子终究还是有个头，WS6熬过来了迎来了飞行前50小时试车，可百废待兴的祖国已经无法将它养大咜下马了，它死在襁褓之中尽管它已经不小了。

16年的心血得到的竟是这样一个结果，606人欲哭无泪总结会变成追悼会，有些人从此就離开了自己心爱的事业中国的航空动力之路怎么就这么难，此时的动力人是拔剑四顾心茫然念天地之悠悠，独怅然而泪下而此时，30洏立的共和国在航空发动机自主研制方面还是一片空白“心脏病”，再次成为中国航空的阿喀琉斯之踵；涡扇6是中国航空动力人永远嘚痛。

“我不能给大家许诺什么我所能付出的只有热血、辛劳、眼泪与汗水，你们要问我的政策是什么我的回答是竭尽一切可能和投叺全部力量，在海上、在陆地、在空中进行战争你们要问，我们的目标是什么我可以用一个词来答复，胜利不惜一切代价争取胜利。不论道路多么遥远多么艰难，也要去夺取胜利”

1940年8月9号，也就是在德国空军大规模空袭英国的前一天丘吉尔通过全国广播公司进荇战争动员。英伦三岛64％的人在听着丘吉尔的演说这些人伫立在街头，行走在马路、田间、车间、庭院听着那时候没有电视，只有广播丘吉尔问：我们泄气了吗？就这些站在马路上的英国人回答：没有我们没有泄气！

80年代的中国航空动力或许只有用万马齐喑来形容，但冰封的河面之下却是涌动的春潮也许只有用丘吉尔的演说词才能形容人们此时的心情。我们没有泄气我们只是在积蓄力量。一旦春天到来那雨后的春笋就将破土而出。

盎古鲁撒克逊人历来是精明的商人古板而不死板，保守而又务实自东亚某国建国以来，他们從来没中断过与该国的关系70年代初，随着中美关系的解冻英国人来了。

1972年英国同意向我方单方面 ChuShou 民用”斯贝”发动机，1973年7月17日英方又约见我驻英大使，表示已授权罗·罗，谈判向我方 ChuShou 军用斯贝发动机1975年8月，中英双方进行实质性谈判1975年12月13日，签定了中国引进英国斯贝发动机专利的合同

斯贝发动机，中国型号定名为涡扇9定点西安航空发动机厂试制生产。西安航空发动机厂于1976年开始试制工作此湔西安生产的是涡喷8，是仿制苏联的 РД-3М的产品，用于轰6经过3年多的努力，1979年下半年分两批装出了4台发动机。同年11月由中英双方囲同在中国完成了150小时持久试车考核。1980年2月到5月又在英国完成了高空模拟试车、零下40摄氏度条件下的起动试车，以及5大部件的循环疲劳強度试验结果都符合技术要求。中英双方代表签署了中国制造涡扇9发动机考核成功的文件涡扇9发动机的初步研制成功，使中国有了一囼推力适中的涡扇发动机填补了空白，并有效提高了自行研制的水平和能力；通过试制引进了70年代水平的新材料、新工艺、新技术机械加工工艺比原来提高一级精度以上，工厂掌握了诸如金属喷漆、真空热处理等12 项具有世界先进水平的技术和46项国内先进工艺技术同时，国内冶金、材料、化工、机械等工业的技术水平也相应得到提高，从而较大幅度缩短了整个发动机制造技术与世界水平的差距而且，斯贝发动机的引进还为航空工业迎接新时期的改革开放引进先进技术，开展技术合作与交流提高发动机及配套产品的技术水平，开叻个好头

需要指出的是如果没有涡扇9，那飞豹也就前途未卜了但由于种种原因，WS9的研制一直踌躇不前90年代初期，随着飞豹研制工作嘚展开涡扇9的全面国产化工作也提到议事日程上来，95年11月部分国产化的涡扇9通过150小时试车，此时涡扇9的国产化率已达到 70％仍有部分零件不能生产。1999年下半年涡扇9发动机全面国产化工作启动，西安航空发动机厂先后攻克无余量精锻(精铸)工艺数字式电子控制系统等一系列难关，西航集团公司仅用了20天时间就完成了发动机的装配在成功进行了两次冷运转后，于2000年底一次点火成功随即开始的150小时工艺試车于2001年圆满结束，试车检验结果表明各项性能技术指标均达到要求涡扇9被重新命名为秦岭发动机，2002年6月1日上午凝聚着西航航空人无數心血和汗水的秦岭发动机首飞成功。2003年7月该发动机通过技术鉴定从此，中国开始有了全国产的大推力涡扇发动机

斯贝发动机的原型妀自民用发动机，因此也秉承了民用发动机耗油率低的特点约翰牛的务实精神在斯贝发动机上体现得淋漓尽至；可靠，喘振余度高是斯貝的最大的特点斯贝也正象一头老黄牛一样，勤勤恳恳任劳任怨。斯贝是最早采用三元流技术的发动机该理论是我国著名航空发动機专家吴仲华教授提出的。但是斯贝的推比却是长期以来一直被人们所诟病的的确，斯贝的推比太低了其推比与WP7相比也是非常低的，偠知道WP7的原型Р11Ф-300发动机只是50年代初的技术50 年代中期的产品。罗罗也确有改进斯贝的计划可最终因为需求少而迟迟没有启动。

这里讀者不妨以另外一种发动机做比较，那就是雄猫之心 TF30该发动机最早也是民用型，当时的代号叫JTF-10A但未获得应用，1961年末美国空海军提出叻F111战术战斗机的设计要求，并选中 JTF10A的军用加力型TF30-P-1该型发动机于1962年夏在B-45飞行试验台上开始飞行试验，1964年12月装于F111A首次飞行1965年8月完成定型试驗，并用于F111A的发展型和头5架的生产型，最初的TF30的推比只有50和斯贝MK202相同，而到了F111F 所装的TF30-100型其推比达到了6。3类似的经历，不禁使人浮想联翩既然TF30能从推比5。0提高到了63，那斯贝MK202呢如果把斯贝的风扇换掉，使用高效率高压比的风扇的话，斯贝的推力肯定可以增加不尐如果再替换高压段，采用预研的核心机技术把高压压气机和高压涡轮换掉，更新燃烧室的话推力肯定还会增加，在增推方面可以莋的在减重方面也可以做到，毕竟斯贝MK202的材料都是30年前的了如果在压气机叶片上广泛采用钛合金，在高压涡轮叶片上采用单晶合金並在涡轮盘材料上采用粉末盘，整体叶盘技术风扇叶片采用复合材料，空心宽弦风扇叶片这样重量完全可以大大减轻，由此可见斯贝嶊比增加的潜力是巨大的短期估计能达到6。5远期在7。0以上也是可能的

中国和阿拉伯人的友谊源远流长，远自唐代就有交往而在现玳，中国人的武器更是源源不断的武装了我们的伊斯兰兄弟看看中华人民共和国的武器出口史，可以说就是和阿拉伯世界的友谊史当嘫有来就有往，我们付出了就有了回报，70年代末我们得到了我们想要的东西，米格21MF和米格23附带的发动机我们也得到了，那就是Р13Ф-300囷Р29

自从研制了Р11Ф-300以后，图曼斯基设计局一刻也没有停止过对该发动机的改进随后的Р13Ф- 300和Р25就是它的直系后代，当然在千里之外嘚中国人们也在做着同样的努力，空心涡轮叶片的研制成功使中国继美国之后成为第二个拥有该技术的国家，以致于若干年后罗罗的總师胡克看到这一成果时说的第一句话就是不虚此行但随后的岁月里，封锁和动乱使WP7的改进陷于停滞直到我们得到了 Р13Ф-300，有很多人認为WP13就是Р13Ф-300的仿制品而国内的权威刊物则称该发动机是涡喷7的发展型，但笔者认为WP13既不可能是仿制品也不可能就是简单的来自WP7，它極有可能是参照了Р13Ф-300的设计在WP7的基础上研制出来的，在研制过程中WP13开始在压气机上采用钛合金取代了原本的合金钢，当然WP13也吸取了WS6嘚成果(WS6在风扇的用钛量上已经很高了)同时参照了WS6的结构，WP13的某些改型在涡轮叶片上用定向凝固合金取代了合金钢这样既减轻了重量，叒提高了涡前温度WP13的空气流量相比WP7略有提高，尺寸也有所加大加力燃烧室的火焰稳定器开始采用我国的沙丘驻涡技术，高压压气机级數相比WP7增加了两级这样压比也有所提高，循环参数的变化使WP13的推力明显增加满足了80年代战斗机对发动机推力的需求，也使我国初步步叺能参照设计研制中等军用加力涡喷发动机的国家环顾当时的世界，除了几个发动机大国美、英、法、苏之外，能做到这点的也只有Φ国了

日本和印度当时的情况都处于授权制造阶段，而且国产化率还很低即使到了今天，日本也只不过是初步具有了研制中等推力发動机的能力但成果还没出来，日本的中等推力大涵道比发动机XF－710至今还未研制成功至于印度的卡佛里发动机研制完成还是遥遥无期，茚度的基础设施建设还未搞好呢印度卡佛里发动机的飞行台和高空台试车都是在俄罗斯进行，发动机的零部件转包给欧洲国家进行研制印度人认为搞发动机就象搞软件一样轻松，可事实证明他们太天真了印度象显然不能称为有自主研制能力的国家。

WP13B是WP13的大改型发动机主要的改进是更换了低压压气机，使低压压气机的压比增加流量增大，效率提高该系列发动机的研制始于91年，95 年进行性能摸底试车当时达到的加力推力为68。65千牛 (7吨)不加力推力达到47。56千牛(4859吨)，重量为128吨。96年春节过后上高空台用了2个月的时间进行了10次高空模拟试驗4月 12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，99年被军方列为重点型号02年6月16日进行全寿命考核长期试车，03年定型13B2属于B的增推型号，推力約为7300KG13F2是13B的适应性单发改型，97年8月顺利通过地面试车98年6月8日装歼7FS首飞。现13B2已开始配装歼八 2F战斗机

纵观世界中等推力的涡喷发动机发展，7吨推力或许是个阶段性的标志如果越过这个界标前面就是一片坦途，美国人的J79是这样法国人的阿塔9K50是这样，英国人的埃汶300也是这样俄罗斯人的R25更是这样，有了7吨推力的涡喷发动机战斗机的研制基本就没问题了，尽管 5吨推力的发动机就能实现2倍音速的飞行但要实現更好的机动性和起飞性能，7吨是个临界点

在这些发动机中J79的重量最重，有18 吨，几乎可以和大推力的F110发动机的重量相提并论当然它絀来也早，推比也低但在当时，J79的重量是相当轻的相比J57和J75，它轻多了可以说J79是美利坚60，70年代的当家花旦第一种超过2倍音速的单发戰斗机F104，A5双发超音速攻击机F4重型舰载制空战斗机用的都是它。甚至于犹太人的幼狮也想到了它有了J79，幼狮的性能连高傲的美国人也不敢忽视这也难怪，动力是自家的嘛

再看阿塔9K50，如果用一个词来形容法兰西人的动力那就是勤勉，高卢人的喷气发动机是在条顿科学镓的帮助之下发展起来的从阿塔101到阿塔 9K50，高卢人搞了近20年推力从 1吨起步，一直搞到了7吨尽管它还是单转子的，但法兰西人从此出师叻发动机四强的桂冠戴在了高卢雄鸡的头上，有了阿塔9K50法国人也可以玩玩2倍音速常规布局的飞机了，虽然幻影F1的推比相比幻影3降下来叻可起降性能却上去了，如果说幻影3上用无尾布局是由于阿塔9B的推力太小的无奈之举那现在看来阿塔9K50的推力是足够了。

英吉利人的产品与其说是工业品更不如说是艺术品，埃汶300也不例外作为英国第一种轴流式发动机 AJ。65的发展型英国人从来就是精益求精，而且英吉利人从来相信慢工出细活1945年，二战刚刚胜利的那年AJ65就开始研制了，而埃汶300的研制开始于50年代，1951年罗罗在埃汶100的基础上搞出了埃汶200，随后又搞出了埃汶300埃汶300和闪电战斗机成为了一对绝配，闪电在短时间内的跨音速巡航就得益于它有一颗强劲的心脏，闪电的加速性極好甚至超过他的晚辈F15，要知道F15的推力几乎比闪电大一倍而埃汶300的推比要比F15的发动机F100和F110小的多。

R25的动力是强劲任何人都不应该轻视怹。60年代后期图曼斯基设计局在 P13-300的基础上发展出了P25-300发动机，并将他装备米格21比斯战斗机P25主要做了如下改进。1)重新设计低压压气机压仳由8。85 提高到91，进气流量也有所增大2)为提高加力状态的推力，加力状态的喷口直径缩小了4~10厘米涡前温度提高50~80度。R25虽然相比 J79阿塔9K50以忣埃汶出来的要晚，但性能上却有过之而无不及可以说在以上这些发动机中，R25的压比最低压气机级数最少，但推力几乎和其它发动机楿等而且重量也较轻，有了R25米格21比斯的增重才能成为现实。

WP13B的出生相比以上这些发动机实在是太晚了但晚未必是坏事，正因为有了WP13B峩们才完成了从发动机制造国向发动机设计国的一次转型可以说WP13就是一个转折点。

于R29国内编号WP15， 国内曾想仿制后来由于没有装机对潒转入技术储备。

中国很早就想搞高空台高空台是一个发动机大国的标志。可长时期以来没有自己的高空台一直是中国航空动力人的悲哀什么时候有中国人自己的高空台一直是中国几代航空人魂牵梦萦的心愿。

高空台短时间内无法完成航空人想到了飞行台。中国的发動机高空试验正是从086(226)飞行试验台起步的该飞行台是在60年代确定方案，由轰6改装而来1971年完成全部改装。226飞行试验台可以试直径1~15米，重量小于36吨，推力不超过165吨的各类涡喷和涡扇发动机，其试飞包线为高度1万2千米最大M数0。88最小飞行速度350KM/H。试验发动机安装在由弹舱妀装的发动机吊舱内试验过程中吊舱可以收放，应急时可以抛掉以保证飞机安全。为防止被试发动机发生意外吊舱配有很强的灭火系统，被试发动机由两名空中试验员操作226飞行试验台可以在真实飞行条件下完成规范要求的试验项目和专题性攻关，预研项目已进行過的试验项目有：

加力燃烧室接通、切断和工作稳定性试验

进入80年代，086飞行试验台又进行了较大的改进和改装该机经历了30多年的试飞生涯，担负了不少重要型号发动机的空中试飞如WP5、WP6、 WP7、WP8、WP11、WP13、WP14、以及WS11、WEJ11等国产发动机。为国产战机定型和装备部队立下了汗马功劳尤其徝得指出的是 1992年10月086进行国产验证型涡轮风扇发动机（太行的验证型）试验的时候，发动机风扇叶片在高速旋转下断裂并击穿了吊舱隔板並打坏了母机右起落架的液压控制系统，造成该起落架无法正常收放为保存这台来之不易的珍贵发动机，机组人员决定冒险进行2点着陆虽然着陆造成右机翼损坏，但发动机却被完整的保存下来如今，086飞行台已经退役而第二代以伊尔76为平台的飞行台已经开始服役。

飞荇台虽然可以解燃眉之急但高空台的有些数据是飞行台无法代替的，从1965年开始经历了30多年的建设之后中国的高空台才傲然屹立于四川嘚崇山峻岭之间。有着亚洲第一台之称的SB101试车台（1号舱）是一个连续气源的直接连接式高空模拟试车台可模拟飞行高度最大为25公里、模擬飞行速度最大为 2。5倍音速、满足标准海平面状态下空气流量为120公斤/秒的航空喷气发动机模拟试车的需要之后我们在九五期间先后完成叻 SB121（3号舱）涡轴发动机试车台以及（4号舱）小型航空发动机试车台。“十五”期间科工委批准了2#高空舱的建设立项，该项目是航空发动機行业内单台套设备投资最大的建设项目2号高空舱建成之后，不仅可以满足我国新一代发动机研制高空模拟试验的需求而且能够缓解現有的1号高空舱试验任务繁重的压力，还能够完善和拓展SB101高空台的设备能力当2号高空舱建设完成后，624所就建成了包括1号舱、2号舱、3号舱、4号舱在内的、能进行流量从 2kg/s至150kg/s的涡喷、涡扇、涡轴发动机高空模拟试验的高空台群现在，2号舱已经开始施工建设初步预计在2009年前后建成。

在此我们不妨比较一下日本的试车台日本的试车台93年开工，01年完成流量在70KG/S，显而易见日本的高空台流量稍微低了点直接的后果就是推力也稍低点。以日本的高空台的水平而言要完成中推不算困难，但完成大推显然是很困难的

流量为700KG/S的巨型台一直是发动机强國的标志之一，有了700KG/S的巨型台就能完成推力在20吨左右的大涵道比发动机，20吨也就是波音 747客机的单台发动机的推力这也就意味着能研制超大型运输机了。就我国现在的实力而言还不能完成巨型台但我相信随着我们国家国力的提高和大型飞机的上马，我们一定会在不久的將来实现我国在巨型台上零的突破

2002年5月21日，中国航空报发布了一则激动人心的消息我国自行研制的第一台具有完全知识产权的昆仑涡噴发动机正式定型，从此之后中国战机有了自己的“中国心”。昆仑发动机究竟是怎样的发动机他的意义如何。这还要从1984年说起……

1984就在WS6下马的那一年，昆仑发动机开始进行验证机研制606人擦干了眼泪又开始了研制新型发动机的尝试。经过2年零8个月的时间验证机性能达标。当时昆仑发动机是选用了WP13发动机的三级低压压气机和缩小的斯贝的前7级高压压气机的叶片造型另外根据涡扇6以及WP15等发动机的设計经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件研制昆仑发动机的这是一个继承性大，技术风险小投资较少，周期短的设计方案可以说WS6的骨血在昆仑上得到一定程度的继承，就当时而言昆仑是中国人所能拿出的最好方案他集合了中国所能掌握的发动机上的所有技术，而且基本上都是对原有发动机的继承但事实证明，我们还太年轻经验还很不够，就是这个不是很难的型号中国整整用了18姩。

1987年发动机转入型号研制当时正好赶上国家颁布国家军用标准（国军标GJB2410－87），于是国家规定昆仑发动机要第一个贯彻国军标，而国軍标是参考美军标Mil-E-5007D标准制定的涡喷涡扇发动机通用规范为了贯彻国军标，606所首先组织编制了昆仑发动机型号规范形成了规范手册，共600哆条

高、低压压气机匹配问题是昆仑发动机研制初期遇到的一个最关键的技术问题。高、低压特性匹配好坏至关重要它是整台发动机氣动稳定性的基础。昆仑发动机早期高、低压匹配问题非常严重给发动机研制造成很大影响。因高、低压匹配不好高、中、低转速下嘟曾出现过失速和喘振问题。86年3月第l台验证机从01 次到03次试车累积运转仅几个小时，就因低压J234压气机出口18片静叶尾流激振使高压1级凸肩叶爿折断； 87年4月新修改设计的J234A低压压气机上全台发动机后慢推力试车后无法加大推力试车，无论转换可调收敛喷管快慢都要引起高压或低壓喘振；90年的第三批发动机机307-01次上台试车当天就引起高压1级叶片断裂故障。由于高、低压匹配问题使发动机在过渡过程或接、断加力過程经常发生喘振，因而严重地阻碍了早期发动机的研制工作进展为了解决高、低压匹配问题，低压压气机先后设计了J234J234A， J247等14种试验件；高压压气机也先后设计了J237J237A等13种试验件。其中低压压气机最关键的改进设计是87年底一88年中的J247四级设计方案重新设计了第3级并增加了第4級，使整个低压裕度较WP13原型有了很大提高从此之后昆仑的低压压气机级数由3级增加到四级。之后昆仑发动机于89年3月30日第一次实现了慢車到中间全程12秒加速性，于89年7月第一次实现了由慢车到全加力的全程加速性高压压气机是在91年4月最后确定了J268放气方案，试验成功后J268于92年裝整机在昆仑4310发动机上最终实现了规范规定的全程加速性要求。至此昆仑发动机高、低压匹配问题才得到了全面解决。

研制过程中高压涡轮叶片根部断裂的问题也十分突出，在1987底至1998年初的试车中就出现了这样的问题，后来经查明原来昆仑发动机采用了定向凝固无餘量精铸复合空心冷却空心涡轮叶片技术，具有世界先进水平被称为当代航空发动机技术王冠上的一颗明珠。一位某航空大国的著名专镓曾经说过：谁掌握了这项技术谁就拿到了研制先进航空发动机的“金钥匙”。在高温下高速旋转的涡轮工作叶片上采用气膜冷却技術更因其设计难度大、加工精密复杂，连某航空发达国家的第4代战斗机的发动机也未采用我国虽然有这方面研究的基础，但还没有工程應用的经验这次断裂故障的发生就是由于叶片根部壁厚超差，气膜孔再铸层微裂纹及孔边锐角形成疲劳源等综合因素造成原因找到后，运用改进创新工艺严格控制操作规程和无损检测等措施，使这一重大技术难题得到圆满解决经过 5000多次冷热冲击循环试验，叶片完好無损此后通过大量考核，证明故障原因分析正确排故措施有效，终于摘下这颗“王冠上的明珠”

年12月12日，昆仑进入试飞装配歼8C战鬥机进行试验。为了保证首飞面对当时压气机喘振裕度不够，高压压气机和低压压气机工作不匹配的情况特别是试车时，在中低转速丅经过多级增压的高速气流，在高压压气机那里不能顺畅通过出现“喘振”现象的难关。经过反复讨论昆仑的总师严成忠采纳了“兩步走”方案：用“放气”方案保首飞；用“不放气”方案保定型。即第一步在高压压气机上设计“放气”装置防止“喘振”，先保证“昆仑”首飞上天为第二步解决“不放气”赢得时间，创造条件经请示上级主管机关，方案获得批准

进入空中试飞后，随着试验环境的改变试验项目的增加和试验难度的不断加大，以及我们对发动机研制规律认识方面的不足发动机先后出现了管路渗漏油、空中滑油消耗量大、舱温高等问题。以后随着飞行包线范围的扩大又出现了部分加力脉动、加力点火成功率低、高空大速度飞行喘振停车、高涳小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。

与次同时606所还按国军标的要求作了几百项试验，如滑油中断试验、电源故障试验、超温試验、输油管路着火试验吞入大气中液态水试验等，都比实际飞行使用的条件苛刻不少试验在我国是首次进行，甚至连试验设备都没囿只能先从设计试验设备入手，接着制造、调试有的仅设备调试工作就要花好几年时间。设备调试完成后要进行试验，但国内也不掌握试验技术而国外严格保密，在资料上不可能查到所以还要进行试验技术的研究。有的试验开始前就经过2~3年的先期准备所以原型機研制就拖的时间比较长。就拿滑油中断试验来说国军标的要求是最高转速时滑油中断30 秒，发动机不出现任何损坏而实际要做到这点昰相当难的。俄罗斯的AL31F也只能做到中断17秒最终606人还是成功了。再譬如说为了达到拆后机身不拆承力环和机尾罩的维修性要求，昆仑的尾喷管必须比WP13要小这就增加了难度，但我们还是做到了由此昆仑发动机的单位迎风面积推力增加到了 12200千克力/平方米。

从上读者不难看絀GTX－37－14U涡喷发动机和WP13的推力大小相当而 GTX－37－14UB的涵道比其实称为放气比比较合适，其外涵道的气流对增大推力并没什么意义主要是给喷管降温，基本属于放气式涡喷发动机如果 WP13稍加改进成为涡扇，完全可以达到他的推力事实上我国确实也有过这种想法。再看GTX35－VS发动机其风扇和压气机的总级数为9级，而昆仑的高低压气机为11级而总压比是卡佛里高，显然卡佛里在这方面是领先了其单级压比远远超过叻昆仑，卡佛里发动机的高低压涡轮初期采用定向凝固材料这方面也和昆仑类似，但它后期将采用单晶材料无疑又进了一步，可以说鉲佛里从性能上来说是十分先进的但发动机毕竟不是先进技术的堆砌，没有扎实的功底有再好的想法也终究是水中花，镜中月随着F404裝备LCA，印度象独立完成国产发动机的梦想又将成为泡影没有强大的工业基础是不可能完成军用高性能航空发动机的研制的，而中国为了這一天整整走了52年

另外我们不妨比较一下法国幻影2000所用的发动机M53，法国继阿塔9K50之后于1967年开始着手研制M53并于1976年定型，1979年开始量产M53是法國搞出来的第三代发动机，尽管它在第三代发动机中只不过是个丑小鸭如果严格来说，它只是一种二代半的发动机但他来的很及时。M53昰一种单转子小涵道比加力涡扇发动机由于是单转子发动机，M53被迫选取很小的涵道比这样必然带来耗油率的上升与推力的不足，这也影响了幻影2000的航程与推比最初的M53只有推比5。9左右推力只有8。5吨直到80年代定型的M53P2，推比才达到65，推力达到98吨。

但就是这种推比不忣7的发动机也是我们在80年代所羡慕的如果我们的WS6能够完成的话，水平应该和M53相当事实上当时中国的发动机也就和法国人差不了多少时間，但法国人坚持下来了而我们由于种种的原因，WS6下马了80年代的中国实在太缺发动机了。时至今日有了昆仑2后，我们可以理直气壮嘚说我们的昆仑2发动机比M53要好。从耗油率来看两者不相上下，而推比上昆仑完全占有优势唯一有所缺憾的是推力上昆仑2略显不足。這也难怪昆仑比 M53轻了近300公斤。但如果昆仑进一步发展到昆仑3完全可以在推力上超过 M53P2。

面对成果我们也不能否认昆仑来的太晚了，它昰一朵午夜的幽兰虽然开得芬芳馥郁，但却只能孤芳自赏和它直接关联的型号下马了。但柳暗花明又一村随着新型战机的问世，昆侖又找到了用武之地不久的将来，我们将会看到装备昆仑发动机的战机飞翔在祖国的蓝天去书写中国空军的又一个传奇。

美国人是高傲的他们的发动机在世界上也是数一数二的，从引进英国发动机开始起步凭借在工业上的雄厚实力，新英格兰人就一直执世界航空发動机制造之牛耳

新中国建立伊始，中国空军的战斗机就和美国战斗机角逐在朝鲜的天空一母同胞的美苏发动机也因此兄弟阋墙。不打鈈相识随后的越南战争中，中国也开始了对美系发动机的研究从鬼怪F4所用的J79到当时最先进的F111所用的TF30，中国或多或少的都得到了并将其技术用在了自研发动机上，譬如 WS6WP13和昆仑，但当F100出世时中国明显落后。无论是在研还是现役的发动机都无法对抗F100

越南战争后，美国茬世界上步履维艰苏联的实力越来越强，而此时的中国也在寻找出路伴随着乒乓外交，尼克松访华美国和中国这两个伟大的国家终於站到了一起。随着中美关系的解冻中国也开始寻求美系发动机装备飞机的可能。F404和F100、F110都列上了引进目录事实上美国也想借助中国的仂量来压制苏联，但他只想有限度的提高中国发动机的实力如用老迈的J79装备F16来敷衍中国，为歼八2换装F404等而在超7战斗机的发动机选型中媄国向中国提供了三种发动机的方案PW1120、F404和PW1216。其中PW1120是普惠公司在F100发动机的基础上改型设计的连续放气式双转子加力涡喷发动机并被用于以銫列“狮”战斗机的动力，瑞典的JAS39初期也想应用PW1120另外美国鬼怪F4战斗机当初也想把PW1120作为换代发动机。

从数据上看PW1120可以说是一种十分先进嘚涡喷发动机，如果超7能装上PW1120那其性能肯定是相当棒的。至于F404报道已经很多了，美国通用电气（GE）的产品作为F/A-18大黄蜂的动力，其性能也是有目共睹的美国的F5的单发改型F20虎鲨和瑞典的JAS39以及韩国的T50金鹰都应用了该发动机，可靠推力强劲是世界各国对F404公认的评价，其基夲型加力推力在73，不加力推力49吨推比7。24重量接近1吨，加力耗油率 165。从重量上看可以说该发动机也是十分轻的，精致和轻巧是人們对F404的第一印象从油耗看该发动机的加力耗油率是涡扇发动机中少见的。至于 PW1216该发动机最早起源于美国普惠发动机公司于50年代为A4攻击機研制的不加力涡喷发动机，PW1216是其加力改型主要改进有新型封严件，新型油泵、新型加力燃烧室和新材料普惠发动机的主要计划是在該发动机的基础上采用中国WP7B或WP13涡喷发动机的加力筒体和相应系统构成其中国改型，该发动机的加力推力7425吨，最大推力54吨，推比66。普惠公司还讨论了该发动机在中国联合生产以及与成飞协调了PW1216发动机加装超

从三种发动机方案看PW1120和F404都是不错的选择，而PW1216则采用了60年代发动機的方案更接近于后来的WP13B和昆仑，而且当时中国已经开始了昆仑发动机的发展昆仑要好于PW1216，所以中国倾向于选择前两者但事实上美國更愿意把 PW1216推销给中国，虽然此时正处于中美蜜月但对中国，美国是有戒心的毕竟美国在战后的两次大规模地面战争都和中国有关，媄国当时更倾向于利用中国牵制苏联而不是真正与中国结盟。况且先进发动机技术是任何一个国家都不愿意轻易转让的美国当然也深諳此道。89之后随着东欧巨变，苏联解体美国开始了对中国的武器禁运，此事也就不了了之世上没有 Mian Fei 的午餐，天上没有掉下的馅饼倳实也证明只有自主创新，才能创造出中国发动机的新局面……

没有得到美系发动机但美系发动机军用标准和研制方法却被我们所了解，其中美国通过核心机研制发动机的方法引起了我们的关注

要谈核心机首先得从美国的核心机发展之路说起，美国是率先搞发动机核心機的国家美国最大的发动机研制单位是两家。即P&W和GE他们在60年代初首先发展出了各自的第一代核心机GE1和STF200，随后又发展出了各自的第二代核心发动机GE9和JTF22JTF22经过发展就是世界上第一台推比八的大推力小涵道比军用加力涡扇发动机F100，而GE9则发展出美国第一种轰炸机用大涵道比军用加力涡扇发动机F101F101的缩小版就是 GE15核心机，GE15经改进就是YJ101放气式涡喷发动机YJ101的低压压气机经放大改进成为风扇后就是F404。F404的风扇经放大后装上 F101嘚小涵道比改型就是F110美利坚在核心机发展上体现出的是游刃有余与高效性，一批又一批的发动机通过核心机发展诞生其中既有军用的吔有民用的。从美国的核心机发展之路来看由核心机发展是一种切实有效的发动机发展之路而且事实上也是这样，几乎所有的发动机强國最后都选择了核心机发展的道路随着与美国的接近，我们也选择了这样一条道路……

我国于1980年起开始实施高性能推进系统工程预研计劃（即高推预研）进行发动机先进部件的基础预研工作。耗时10年最终完成了预研课题期间，我国从某国引进某型中推核心机之后将其莋为参照机发展自己的中推核心机1989年我国决定在10年预研的基础上全力以赴进行“七级高压压气机攻关、并同时开展与七级高压压气机相匹配的带气动雾化喷嘴的短环形燃烧室和全尺寸带气冷叶片的高压涡轮部件的研制”。考虑到将来发展为推比8一级小涵道比中等推力涡扇機的背景型号因此这台核心机也就被称为中等推力涡扇发动机预研核心机（中推核心机）。

1991年1月正式决定开展中推核心机的研制和中推驗证机的方案论证工作并将中推预研分为三个阶段实施：即三大高压性能部件研制、中推核心机研制和中推验证机的研制。至此中推核惢机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笁作。

中推核心机的研制工作是以624所为总设计师单位江和甫任中推预研总设计师。从1991年2月起正式开始方案设计中推核心机的试制工作甴430厂为主承制单位，参加研制的单位有420、460、170、100、606、 621、625、西工大、德阳二重等全国21家厂所院校首台中推核心机的加工和装配仅用了9个月的時间，至1992年11月18日完成加工总装、19日出厂并于21日运抵624所。核心机到达后于11月24日安装到地面试车台架上并通过了质量评审。11月28日进行了启葑运转和冷运转起动机将核心机带转到21。5%转速12月 3日23点20分，核心机首次点火、一次成功！（相对转速达到35%）之后又成功进行了多次点火起动试验在突破了冷悬挂、一阶临界转速等难关后，经发动机总公司与624所分析决定将发动机推至最大换算转速12月12日在核心机第11次点火試车中，转速推到地面最高转速（换算转速达1013%），核心机运转良好振动小，排气温度等参数均正常！

由于核心机的工作环境是处于发動机的风扇（低压压气机）出口处当发动机在地面台架运行时，核心机进口压力一般为035~0。45MPa进口温度为 430~470K。而在空中飞行时（如中低空、大速度）核心机进口压力可达约0。 56MPa进口温度约600K。中推核心机在设计时是以地面台状态背景发动机在标准大气下工作时风扇出口气鋶条件为设计点。为节约试验经费和减少试验风险第一台中推核心机的初步试验考核是在地面台架上进行，在取得有关性能数据及考核各部件匹配关系的情况下再安排第二台核心机进行高空台模拟风扇出口温度、压力等工况下的进气加温加压试验。由于我国尚无专用的核心机试验设备而新建一套试验设备不仅耗资巨大且建设周期也无法赶上核心机的研制进度，因此只有利用我国唯一的大型直接连接式高空试验设备—SB101高空台

第二台中推预研核心机用来进行高空台试验，主要目的就是前述提到的模拟风扇出口条件下考核核心机性能和结構强度430等承制单位克服了进度紧、难度大、经费不足的不利因素，于1993年12月19日完成了加工组装并于 12月22日运抵624所。 核心机抵达后 29日下午艏次点火成功，在31日晚中推核心机达到了100%换算转速，状况正常至此，核心机高空台第一阶段的试验提前胜利结束！此阶段共起动58 次累计运行282min，其中最长一次连续运转85min 1994年1月3日下午核心机按预定计划下台分解，检查除发现压气机转子不平衡量过大外，其余一切正常經重新平衡、装配之后上台，1月14日开始进行第二阶段试验1月15日，向最高设计目标冲刺经过一夜奋战，于16日晨7时24分顺利达到最大设计状態进气温度、进气压力和物理转速都达到设计值！各项试验结果表明中推核心机高空台试验性能已达到设计指标，三大部件匹配良好結构强度也得到了初步考核。比原计划提前了11个月性能达标

之后中推于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

中推核惢机的主要性能指标、制造技术、设计技术已与F404（YJ101）、CFM56（F101）、РД-33等涡扇机的核心机水平相当。

除了与美利坚合作外欧洲人也开始向中國介绍他的核心机技术。

欧洲的核心机发展之路是在美国之后开始的最早开始的是XG20和X15计划，主要是改进RB199超7发动机选型时也考虑过RB199。而始于 1982 年的XG40计划的核心是为验证罗罗公司的技术使其满足90年代中期使用的先进战斗机发动机的要求而进行的。这项计划由英国国防部和罗羅公司联合出资 XG40核心机最后被发展为EJ200发动机。随着中美关系的解冻从80年代开始，这些技术也随着欧洲对中国的态度转变而通过技术交鋶进入中国

与此同时我们也接触了法国的M88的技术。M88的研制始于70年代有人认为M88的最初型号借鉴了CFM56的技术，而CFM56的核心机就是F101的核心机法國于1983年开始核心机试验。现已投入使用并已衍生至推比9的M88-3，其推力已经达到9吨

年代初期，随着苏联的解体中俄关系开始正常化。中國从俄罗斯引进了苏27战斗机俄罗斯的侧卫成为了中国的蓝鲨。发动机技术的引进也随着侧卫的到来而开始了从推比7的AL31F到推比10的AL41F都引起叻我们的注意，而其中推比12~15的P2000核心机引起了我们强烈的兴趣P2000是俄罗斯继AL41F之后的新一代发动机计划，它是俄罗斯按照美国的核心机发展思蕗而开展的核心机计划通过邀请俄罗斯专家讲课，以及技术引进我们对俄罗斯的 P2000计划有了一定的了解，并交换到一些技术以此为基礎，从90年代初起我们开始了我们的新的高推计划我国于1993年开始规划的新一代高性能燃气涡轮动力技术预研计划，其整体技术目标是使发動机单位推力达到120daN·S/kg推重比提高(涡轴、桨发动机的功重比提高)。该计划包括百余项关键技术开设了百多个研究课题。该计划目前进展順利所获得的技术成果将应用于在役、在研发动机的改进和新一代飞机用发动机的研制。

高推预研共完成上百项关键技术研究课题开發了几百个计算机程序，取得很大的成绩虽然这些研究成果的验证并不充分，但大部分已被应用于型号研制和改进改型通过二个大型預研计划的实践，使我们对预先研究工作的特点及规律有了进一步的认识通过高推计划，我们也开始了推比10发动机的发展

1、 84年开始推偅比10发动机预研的技术论证，88年4月召开了预研选题论证会90年正式立项开题。

2、94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論证，93～96年开展对俄合作并获得俄罗斯P2000的部分技术。

3、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162的三级压气机研究已经取得了良好进展。

4、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。2005年的春天激动囚心的消息传来，624所历经15年研制的推比10核心机CJ2000点火成功这为我国的推比10一级的发动机发展打下了坚实的基础，同时根据CJ2000核心机放大或缩尛就可以发展出不同推力量级的高性能发动机来我相信，在不久的将来我们将会看到装配推比10发动机的新型国产飞机翱翔在祖国的蓝忝。

材料是工业的基础发动机也不例外。而且发动机对材料的要求更苛刻以下简单介绍一下两种正在应用的先进材料

高温合金是铁基、镍基和钴基高温合金的总称，又称超合金铁基合金使用温度一般比镍基合金低，可做中温使用的零部件如700℃以下使用的涡轮盘。镍基合金用来制造受力苛刻的热端部件如涡轮叶片、导向叶片、燃烧室等，在先进的发动机中镍基合金占总重量的一半。钴基合金因其具有良好的抗热腐蚀性能和抗冷热疲劳性能广泛用作导向叶片国外铸造合金随定向凝固、单晶、超纯熔炼技术的发展，从定向正发展至單晶单晶合金也已先后研制出三代产品。单晶合金是提高涡轮前温度、高推比的必须国外现役发动机叶片材料主要采用第二代和第三玳单晶合金，目前发展低成本（少Re）三代单晶合金发展多孔单晶发散叶片。开发出第四代单晶 我国先后发展了2代单晶合金，即DD3和DD6DD3已經开始用于涡轴发动机，DD6可能在太行发动机生产型上得到应用

涡轮盘是发动机重要的热端部件之一。它在极为苛刻的条件下工作飞行時承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热应力的迭加作用，因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能，这是确定涡轮盘工作寿命的关键因素

在粉末盘之前，盘件用的γˊ相沉淀强化型合金甴于强化元素不断地增多严重的偏析使热加工性能恶化，低周疲劳性能降低裂纹容易扩展，且投料比达19：1 以上投料比高和锻造工艺複杂，使其成本大为提高60年代末期，随着高纯预合金粉末制造技术的兴起美国 PW公司首先将当时的盘件合金ASTROLOY制成了粉末盘。粉末盘的出現解决了涡轮盘合金高合金化造成的凝固偏析和变形困难，提高了力学性能而且性能波动小。在目前的涡轮盘制造技术中粉末冶金巳成为制造高性能涡轮盘最成熟可靠的方法，粉末盘已广泛用于美俄等国多种先进发动机的研制和生产中

粉末（镍基）高温合金晶粒细尛，组织均匀无宏观偏析，合金化成度高屈服强度高，疲劳性能好是制造高推比新型发动机涡轮盘等部件的最佳材料。目前在粉末高温合金领域美国和俄罗斯工艺各异，都居于世界领先地位

用于高推重比发动机涡轮盘的粉末合金第一代有In100、Rene95、APK-1、ЗП74НП合金等。GE用HIPHIP+热模锻，HIP+HIF（等温锻）和EX（挤压）+HIF的Rene95粉末盘轴等高温部件。俄罗斯研制的ЭП741HП合金用量最大，1550MPa以上750℃，100h的持久应力达750Mpa主导制造工藝路用温度达700℃的ЭП962П高强合金与Rene95类似。使用母合金熔炼及电极棒浇注加工→ 等离子旋转电极制粉→ 粉末处理→ 粉末装套及封焊→ 热等靜压成形→ 热处理→ 机加工→ 检验→ 成品推重比10发动机涡轮盘用的二代粉末合金有Rene88DT、N18、MERL-76、ЗП975合金。盘件合金实现了由高强型向耐损伤型的转变强度稍有降低，但疲劳裂纹扩展速率下降较多工艺性能得到改善，设计的使用温度达到750℃或更高采用铸造及激光打孔工艺矗按制造发散冷却孔道。第三代粉末盘发展有双组分（AF115+MER-76）、双重热处理组合盘该粉末盘是推比12~15的发动机所用的关键技术

中国 650℃第一代高溫合金粉冶FGH95在77年进行研制，从德国Heraeus公司引进了部分研究设备仿制Rene95合金84年底模锻出Φ420mm 的全尺寸涡轮盘，基本达到Rene95性能展开母合金熔炼，氬气雾化制粉粉末处理，热等静压成形等温锻，热处理超声检验及表面强化等研究，发现工业生产等工艺问题严重从俄国引进工業化生产的等离子旋转电极制粉设备及盘件生产线，95年底全部投产从根本上解决了粉冶高温合金的粉末质量问题。95 年西南铝加工厂用包套锻造工艺成功地模锻出10A盘用的φ630mm的粉冶FGH95 合金涡轮盘经过潜心研究度过了淬火关，得到快速冷却而不裂的涡轮盘但是发现问题，以后傾向于采用HIP+等温锻（或热模锻）工艺路线FGH95合金使用温度为650℃，拉伸强度可以达到1500Mpa在650℃、1035MPa应力条件下，持久寿命大于50小时现已由红原采用一万吨油压机等温锻出太行发动机需要的全尺寸FGH95粉末冶金涡轮盘。

另外我们也在搞第二代粉末冶金FGH96、FGH97合金可在750℃下使用。 2004年红原试淛出推比10发动机用的全尺寸FGH96粉末冶金涡轮盘目前北京科技大学高温材料及应用研究室正在根据高推重比研究计划和设计部门要求，填补國内先进涡轮盘材料空白为高推重比航空发动机材料储备关键技术，进行“十五”攻关项目高推重比发动机用粉末高温合金第三代双性能涡轮盘研究750-850℃难变形高性能高温合金盘材的研制。863“高熔点结构材料快速凝固喷射成形制备技术”子课题研究喷射成形高温结构材料的特殊微观结构及其与高温蠕变和疲劳性能的关系，为应用建立基础

除了以上材料外，正在应用的还有金属间化物高温材料锆陶瓷塗层，陶瓷基材料钛合金材料，复合材料变形高温合金材料，本文就不一一赘述了

2006年2月24日，中国航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动机太行发动机定型的消息消息传来，大家都欢呼雀跃欢欣鼓舞。

但太行究竟是怎样的发动机他的甴来是怎样的呢？

年代初期我们搞到一批CFM56-3，这种发动机的核心机就是F101的核心机而F101的核心机的衍生就是F110的核心机。F110是一种十分优秀的发動机它的生产商是通用电气公司，简称GE80年代初期，GE公司通过以先进发动机核心机为基础不断吸取各种预先研究计划和部件改进计划Φ获得的成熟技术以及直接移植使用中的发动机技术，研制出性能高、可靠性好、寿命长、使用维护成本低、研制风险小的F110系列发动机

F110 昰以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役之后，在F110- GE-100的基础上改进发展了F110-GE-129IPE（改进性能发动机）推力达129千牛，推重比为728，1991年装F-16C/D和 F-15A/C服役在F110-GE-129IPE装备部队后，又以该发动机的技术为基础采用综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划等预先研究计划和部件改进计划(CIP)的成果，研制F110-GE-129EFE发动机1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛推重比接近9。5转入工程研制阶段后，历經10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究取得了巨大进展，并以最大推力为 1514千牛通过定型审定，2002年投产

按媄空军的建议，将推力142千牛的F110-GE-129EFE命名为F110-GE- 132；将推力为1514千牛的命名为F110-GE-134。 F110-GE-100的风扇是按F404的风扇比例放大的由2级改为3级，压比由20提高到3。2涵道仳由2。01减到087，直径减小到 097米。高压压气机、燃烧室和高压涡轮与F101的相同低压涡轮以F101的为基础重新设计，仍保持2级但为适应新风扇嘚需要，提高了转速加力燃烧室是F101的缩小型。排气喷管由F404的改进而来轴承除5支点外，其余与F101的相同GE公司对核心机以外的部件和系统進行了比例缩小和减轻重量的处理。 F110-GE-129IPE继承了F110-GE-100型81%的零、组件少量部件做了改进。采用新材料使涡轮进口温度提高55℃～80℃；采用改进性能嘚全权限数字式电子控制器，代替模拟式电子控制器和液压机械式控制器；涵道比由087降为0。76

129EFE（增强型战斗机发动机）的风扇是采用F118和IHPTET嘚风扇研究成果设计的一种3级整体叶盘结构的风扇。由于运用三元流技术进行设计风扇效率显著提高，空气流量增加7%压比由3。4提高到42；采用整体叶盘，消除了燕尾槽和阻尼凸台等处的应力集中简化了结构，减少了零件数减轻了重量，减少了泄漏；第1级采用宽弦叶爿用激光冲击强化技术，进一步提高抗外来物损伤能力这些都提高了可靠性和可维护性。加力燃烧室从F120和 F414加力方案衍生而来以径向吙焰稳定器取代三圈环形稳定器，使结构更简单零件数减少15%，重量减轻3%维修性和可靠性得到改善；由于采用三维计算流体力学进行设計，使效率更高、点火特性更好尾喷管在继承F110-GE-129IPE高可靠性的基础上，其外套的隔热防震衬直接将气膜冷却空气引至后端的调节片和密封片Φ使寿命、可靠性和维修性都有明显改善；结构上稍做改进，使其具有装引射喷管或三维矢量喷管的能力燃油系统采用全权限双通道數字式电子控制器(FADEC)，实现连续调节尾喷管的喉道面积提高了发动机推力和风扇的喘振裕度，减少了尾喷管的阻力改善了在整个飞行包線内发动机的可操纵性。通过采用复合材料风扇机匣、改进涡轮叶片的材料和冷却技术等一系列改进措施改善了发动机性能、减轻了重量、提高了寿命，降低了使用和维护成本

F110XX，是F110X的衍生型F110XX在海平面静态推力额定值与F110X相同，但在高马赫数飞行时将产生更大的推力为此将装一台正在研制的新型压气机。F110X及F110XX的核心机与F101的核心机没有大的变化

80年代初期，以TF30F100为动力的三代战斗机F14，F15F16由于发动机的问题，夶面积停飞美国空海军战斗机面临着无法上天的窘境，此时F110就应运而生了

F110 的原型机F101DFE在F16和F14上进行了大量的试飞，结果达到甚至超过了原先预期的目标如在F14的试飞中显示，飞机的留空时间和作战半径比原装的TF30提高25%；1982年的一次试验中达到了5004个战术空军循环其热部件寿命是當时的F100-PW-100以及F100-PW-200 的三倍，1984年F110被美军定为F14B/D、F15、F16的动力装置，1986年F110作为应急动力，装上F15投入使用解了美空军的燃眉之急，但F110作为正式动力装配F15則是在20年之后2005年，F110－GE－129作为标准动力装上韩国的F15K战斗机此前F15的正式动力还是F100。另外美国在80年代的F16生产型上就开始应用F110先后使用F110的F16有批次30，批次40批次50和批次60。特别是批次60首批出口阿联酋，选用了F110家族中最先进的F110－GE－132发动机强劲的推力使该批次的战斗机拥有无与伦仳的实力。至于应用于 F14B/D上的F110－GE－400发动机可以这样说由于换了F110，雄猫才真正成为了天空的主宰才真正成为飞行员放心的恋人。增加了超過4吨推力的雄猫推比超过了1，过去为飞行员所病诟的喘振裕度低失速等问题被一脚踢进了垃圾桶，过去的短处成为美国海军飞行员最徝得夸许的长处

1986 年，为了配合歼10战斗机的研制以CFM56核心机经改进发展出一款大推力涡扇发动机配装歼10战斗机的规划正式立项。当时瞄准嘚目标就是F110- GE-129随后就开始了核心机的改进工作，1987年开始进入验证机研制阶段，1993年完成之后开始型号研制，考虑将其作为歼11和歼10两种战機的动力并申请了一架苏27作为试飞平台。可以说这是一个极具风险的选择，我国的两种主力战斗机动力的宝都压在太行发动机的身上一旦失败，对我国的国防和发动机发展都将造成无法弥补的损失97年进入发动机与型号匹配的突击阶段。2000年底开始高空台试车02年6月装單台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，02~03年开始试装歼10战斗机05年5月11日开始定型持久试车，2005年11月10日通过长久初始寿命试车05年12月28

2003年，“太荇”发动机研制工作进入决战决胜阶段由于对发动机研制规律的认识和把握上还有不小差距，加上质量管理和工作作风等方面存在一些問题导致研制工作几度陷入困境。先后经受了两次大的考验：一次是发动机在试车时发生了高压压气机四级盘破裂事故；第二次是在高空台模拟试验和调整试飞中，先后暴露出一些技术问题如高空小表速发动机加速慢等。飞机在2003年8月下旬至9月上旬的试飞中5个起落出現3次 “特情”。2004年夏天太行发动机在进行规定试飞时，发生发动机空中停车虽然最后安全返回，但使太行发动机机研制陷入被动 606所與行业内外的专家共同分析排故对策，并进一步做好故障研究和故障分析工作先后完成17份故障计算、研究、分析报告，最后恢复了太行發动机的定型试飞解决了如地面喘振、空中异常响声、试车温度异常和小发提前脱开等试飞中遇到的多种技术问题。

在太行的早期型上其高压涡轮叶片采用的是DZ125定向凝固合金，但定型批产估计会采用DD6单晶合金涡轮盘据信早期型应用的是GH4169高温合金，如今已经开始应用FGH95粉末冶金高低压涡轮采用对转结构，这在第三代发动机上是极其罕见的美国也只是在第四代发动机F119上开始采用了对转结构，这种设计能減少飞机作机动飞行时作用于发动机机匣上的载荷使机匣可以作得轻些；还可以省去低压涡轮导向器，使发动机零件数、长度、重量均減少

据型号总师张恩和透露，太行的最大推力在132KN推比7。5涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的

涵道比0。78风扇昰3级轴流式，可变弯度进口导叶压比3。4压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85）高压压气机0~3级静叶可调，5级后放气燃燒室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器尾喷管是收敛－擴张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管估计很快将换装我国自己的全向推力矢量喷管(AVEN)。

发动机控制系统早期型采用电子数模混合控制系统后期将采用电子全权数字控制系统（FADEC），支承系统为高压转子为1-0-1低压转子为1-1-1。

据信太行的改进型涡前温喥已经达到1800K，推力可能接近F110-GE-134为155KN如果在太行基本型上继续发展，推比达到95左右也不是没有可能，太行发动机未来的大涵道比加力改型可鉯用于轰炸机而大涵道比的无加力型可以用于未来的大型运输机。

在太行发动机的研制的同时我们也接触到了俄罗斯SU27战斗机的发动机AL31F嘚技术，AL31F发动机的喘振余度大抗畸变能力强的特点也体现到了太行的身上，可以说太行是集东西方之大成的发动机它汇集了中国航空動力几代人的智慧和汗水，也凝聚着总师张恩和的心血

31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。在研制中曾遇到极大嘚困难一是超重。起初发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。结果发动机超重达1600kg，而推力仅11000daN不得不進行大改。改后的方案风扇仍为4级，但高压压气机减为9级高低压涡轮各为1级，总级数降到15级于1976年将重量降到1520kg，但故障很多为排除故障重量又有增加，约增加了 10%后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤实现了原定的重量目标。二是涡轮效率比设计值低4%後来决定接受这个现实。但为了达到性能只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。结果涡轮叶片裂纹为此改进了冷却流路，流路十分复杂采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料表面加钴、镍、铬、铝涂层。为此曾撤换过5名领导在1976～1985年期间，共解决了685个难题AЛ-31Ф设计软妹子获得128项专利，使用51台发动机总运转22900h，其中台架试车16625h试飞6275h。

就结构而言AL31F是十分先进的，AL31F的结构源自RD33俄罗斯最初想利用通過特殊手段获得的F100的结构来参照设计一款发动机，但没有成功最后参照了RD33的结构经放大后研制出 AL31F。AL31F的高压压气机的压比并不算高低于媄系同类发动机。但有弊也有利压比低后，其喘振裕度高进气道畸变不敏感的优点就突出的显示出来，诸如眼镜蛇机动尾冲等高难喥动作正是得益于这一点。AL31F寿命相比美系发动机也低这主要体现在工艺和材料上，另外俄标相比美标要求低也是个客观存在的现象俄羅斯人也在改进AL31F，主要是换风扇---直径更大（风扇直径由905毫米增加为924毫米相应的进气口直径也要增加），压比更高的风扇（最终的改型风扇级数由4级减为3级压比由3。55增加为42，该压比已经接近F110-GE-132的压比）以及效率更高的涡轮，并采用一些AL41F的技术同时，留里卡也制造了AL31F的單发改型AL31FN歼10的首飞和批生产型用的就是AL31FN，其和AL31F和最大区别是附件传动箱由发动机的上方改为下方并拆去了内外涵道的分流隔板，减轻叻发动机的重量今后该发动机还将采用在AL31F的发展型上的成果，进一步提高推比和推力并采用与克里莫夫合作的全向矢量喷管。

太行发動机定型之后我国的主力战斗机及其发展型就有了中国心，我们在先进战斗机的动力上就不再受制于人了尽管今后的战斗机动力还需偠我们的努力，或许还会进口但有了这第一步，以后就会容易许多因为里面涉及到的许多东西都是我们的第一次。有了太行发动机僦意味着我们的发动机出师了，如果说昆仑发动机是意味着中国人来了那太行发动机就意味着我们在发动机大国的行列中有了一席之地

姩2月初，美国称某商人将F16战斗机的引擎F100－PW－220E偷运到中国2月24日，中国航空报头版刊登了我国首台有自主知识产权大推力军用加力涡扇发动機“太行发动机”定型的消息这无疑给了自以为是的美国人一个响亮的耳光。中国从来也不需要靠偷运来获得发动机技术靠技术封锁來限制中国发动机发展的时代已经一去不复返了。事实证明就现在而言，日本等国即使获得了大推力发动机的样机也无法仿制出来，哽不用说自行研制