像以前的渦扇8 5 還有將來的渦扇15就不說 因為不能說明我國現(xiàn)在航空發(fā)動機水平

所以主要講渦扇10系列

八十年代初期，中國航空研究院606所（中國航空工業(yè)第一集團公司沈陽發(fā)動機設計研究所）因七十年代上馬的殲九、殲十三、強六、大型運輸機等項目的紛紛下馬，與之配套的研發(fā)長達二十年的渦扇六系列發(fā)動機也因無裝配對象被迫下馬，令人扼腕，而此時中國在航空動力方面與世界發(fā)達國家的差距拉到二十年之上。面對中國航空界的嚴峻局面，國家于八十年代中期決定發(fā)展新一代大推力渦扇發(fā)動機，這就是渦扇10系列發(fā)動機。依據(jù)裝配對象的不同，渦扇10系列有渦扇10、渦扇10A、渦扇10B、渦扇10C、渦扇10D等型號，其中渦扇10A是專門為中國為趕超世界先進水平而上馬的新殲配套的。中國為加快發(fā)展渦扇 10系列發(fā)動機，采取兩條腿走路方針。一是引進國外成熟的核心機技術(shù)。中美關(guān)系改善的八十年代，中國從美國進口了與F100同級的航改陸用燃汽輪機，這是渦扇10A核心機的重要技術(shù)來源之一；二是自研改進。中國充分運用當時正在進行的高推預研部分成果（如92年試車成功的624所中推核心機技術(shù)，性能要求全面超過F404），對引進的核心機加以改進，使核心機技術(shù)與美國原型機發(fā)生了較大變化，性能大為增強。這里說句題外話，網(wǎng)上有人說渦扇10是在F404 基礎上放大而成，性能直逼F414，似乎也不無道理，因為核心機技術(shù)來源較多，不能單純說由那一家發(fā)展而來

結(jié)構(gòu)：

渦扇10/10A是一種采用三級風扇，九級整流，一級高壓，一級低壓共十二級,單級高效高功高低壓渦輪，即所謂的3+9+1+1結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)的大推力高推重比低涵道比先進發(fā)動機。黎明在研制該發(fā)動機機時成功地采用了跨音速風扇;氣冷高溫葉片，電子束焊整體風扇轉(zhuǎn)子，鈦合金精鑄中介機匣;，擠壓油膜軸承，刷式密封，高能點火電嘴，氣芯式加力燃油泵，帶可變彎度的整流葉片，收斂擴散隨口，高壓機匣處理以及整機單元體設計等先進技術(shù)。渦扇10A的制造工藝與 F100、AL-31F相似，十分先進，外涵機匣利用中推部分先進技術(shù)采用高性能的聚酰亞樹脂復合材料，刷式密封，機匣所用材料與美制F414相似，電子束焊接整體渦輪葉盤，超塑成形/擴散連接四層風扇導流葉片，鈦合金寬弦風扇空心葉片，第三代鎳基單晶高溫合金，短環(huán)燃燒室，收擴式噴口，全權(quán)限電子控制技術(shù)，結(jié)構(gòu)完整性設計，發(fā)動機制造和設計十分先進，不亞于世界同時期先進水平。其中渦輪葉片采用定向凝固高溫合金先進材料，無余且精鑄和數(shù)控激光打孔等先進工藝，以及對流、前緣撞擊加氣膜"三合一"?的多孔回流復合冷卻先進技術(shù)，使渦輪葉片的冷卻效果提高了二倍，而且耐5000次熱沖擊試驗無裂紋發(fā)生。渦扇 10的渦輪葉片雖然是定向結(jié)晶的DZ125，但采用了我國獨創(chuàng)的低偏析技術(shù)，其綜合性能可以和第一代的單晶高溫合金媲美。渦扇10的性能為：空氣進量 100kg/sec，渦輪前溫度為1700-1750k，渦扇10加力風扇的性能的一些主要數(shù)據(jù)為如下：高、低轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速分轉(zhuǎn)別是13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比0.5，總增壓比30，323 m/s和334 m/s，空氣流量M=100 kg/s，主燃燒室及加力燃燒室供油量分別為2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力73.5kn，加力最大推力110kn。渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機研究所研制的FADEC。

渦扇10渦輪裝置DD3鎳基單晶高溫合金渦輪葉片是確定的事，7.5末期的DZ-4是定向凝固高溫合金。定向凝固高溫合金藉由柱狀晶的同方向凝固，將細長的柱狀晶朝凝固方向平行渦輪葉片運轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力。但其最大缺點是，渦輪葉片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固時柱狀界面之間容易產(chǎn)生裂縫，使得制造上受到限制。至于鎳基單晶合金，在鎳的Gamma固溶態(tài)中，有大量分散結(jié)晶構(gòu)造稍為不同的Gamma基本態(tài)，只要將這種結(jié)晶單晶化，在定向凝固合金中，增加 Gamma基本態(tài)，提高高溫強度。鎳基單晶合金基本上消除定向凝固高溫合金的限制。F119的渦輪葉片是用第三代單晶作的，DD3可能是第一代。

由于運用了高推預研的先進成果，渦扇10A的三級低壓壓比甚至比AL—31F的四級低壓部分還要高，九級高壓，壓比12，效率85%，總壓比、效率、喘震余度高于AL—31F，總壓比與F110相似，達30以上,渦輪前溫度為1747K，推質(zhì)比為7.5（國際標準，非俄式標準），全加力推力為 13200千克，重量比AL—31F要輕。相比之下，AL—31F渦輪前溫度只有1665K，推質(zhì)比7.1（國際標準，俄式標準為8.17），全加力推力 12500千克；F110的渦輪前溫度為1750K，推質(zhì)比為7.57（國際標準），全加力推力為13227千克。總體比較，渦扇10A性能要遠高于AL —31F，與F110相似。其定型時間為2003年，服役時間為2005年。

先說明一部高性能渦輪扇噴射引擎應俱備的條件：

目前軍用渦輪扇噴射引擎幾乎都是雙軸（dual-pool stage），有四大部分：（1）雙軸系壓縮機（dual-axial compressor）由低壓壓縮機（LPC）及高壓壓縮機（HPC）組成、（2）燃燒機、（3）雙軸系渦輪，即高壓渦輪（HPT）及低壓渦輪（LPT），（4）后燃器。

設計高性能渦輪扇噴射引擎必須要注重以下三大問題：

1、避免壓縮機葉片因轉(zhuǎn)速過，快造成壓縮機后部各級堆積空氣，或進氣道氣流畸變而導致的失速（compressor surge），故須有各種糾正措施。舉例說明，J79-GE-15渦噴發(fā)動機依賴調(diào)整高低二級壓縮機轉(zhuǎn)速比，讓壓縮機在任何情況下能夠匹配。當后部阻塞時，應用前6級可變傾角靜子葉片，調(diào)整角度以疏導氣流。氣流依序通過2級風扇、6級低壓壓縮機及7級高壓壓縮機，獲得總壓比17。千萬記住，如何以最少的級數(shù)獲得高壓縮比，才是判斷噴射發(fā)動機設計技術(shù)的重要指標。

2、減輕壓縮機重量，以使離心力及大量施功于空氣所生的機械負荷，不超過制造壓縮機葉片所用合金所能承受的最大的機械強度。故前部壓縮機葉片可用鈦合金，后部壓縮機葉片因溫度升高必須用其他耐高溫合金。

3、使渦輪工作更有效，以帶動壓縮機更快旋轉(zhuǎn)。所以必須要產(chǎn)生讓渦輪運轉(zhuǎn)更快的高溫氣體，同時減輕渦輪自身重量。于是就須要提高渦輪進氣溫度，及應用高強度及更耐來制造葉片。對渦輪葉片性能影響最大的是高溫合金的鑄造技術(shù)。當然那根渦輪軸的加工精度也很重要，否則摩擦熱會燒毀引擎。

先談一些技術(shù)指標的意義

1、旁通比（BPR）= 旁通的氣體質(zhì)量 / 流進核心機的氣體質(zhì)量。高BPR意味著更少的空氣流過核心機，所以提高總壓縮比就越容易，這是渦扇噴射引擎的基本想法。根據(jù)推進效率，渦輪扇引擎在亞音速飛行中，BPR越大，燃油耗油率越低。另一方面，低BPR說明更多的空氣流過核心機，在超音速飛行中，在加力狀態(tài)下，低BPR能使單位流量推力增加，燃油耗油率降低。

2、總壓縮比（TPR） = 壓氣機后出口壓力 / 壓氣機前進口壓力。高總壓縮比使壓氣機和進氣裝置的調(diào)節(jié)成為必要，且越來越復雜。高總壓縮比也使渦扇引擎的壓氣機穩(wěn)定性裕度面臨極大考驗，壓力越大越容易造成失速。所以遠程轟炸機或民航機因為不須作激烈的機動，不需極復雜的調(diào)節(jié)裝置，可由提高TPR，來降低燃油耗油率，增加航程。但對于戰(zhàn)斗機，提高TPR 必須有節(jié)制。例如F119的TPR = 25，EJ200 TPR = 26。B ？1引擎的TPR 30。F100-PW-229受限于基本設計，將TPR從原來的25提高到34，推力增加但重量也增加，推重比不變。與其一味提高TPR，不如以最少的壓縮級數(shù)來達到所需的壓縮比。

3、前渦輪進氣溫度（TIT），戰(zhàn)機引擎的發(fā)展是通過提高TPR與TIT，來增加推力，降低燃油耗油率。TIT的提高，加上良好渦輪效率，高溫氣體足夠有效帶動渦輪的運動，所以渦輪級數(shù)可降低。在研制時，AL-31F超重，將均為二級的高低渦輪，各改為單級，導致渦輪效率比設計值低4%，通過提高TIT從1350C到1392C來補償。BPR的選擇與TIT的極限有密切關(guān)系，在相同的TIT限制下，例如1600~1700K的極限下，戰(zhàn)斗機的 BPR應選擇0.15~0.5之間，TPR = 20~30。

由于軍用引擎設計參數(shù)不容易取得，但通過幾個特徵約可一窺全貌：

推重比（T/W），TIT，TPR，BPR

第一代渦輪噴射引擎的特征（用于Mig-17，Mig-19）：TIT ~ 1150K，TPR = 4~6。

第二代渦輪噴射引擎的特征（用于Mig-21）：TIT = 1200~1250K，TPR = 8~10。

第三代渦輪噴射引擎的特征（用于Mig-23）：TIT = 1400~1450K，TPR = 13~15，T/W = 5.5~6.5。

第四代渦扇噴射引擎的特征（用于F-16或Su-27）：TIT = 1600~1700K，TPR =20~25，BPR ~ 0.6，T/W ~8。

WS-6G（在1982年試驗達設計指標）的參數(shù)：TIT = 1473K、TPR = ~19、BPR = 0.62、T/W ~7?？梢奧S-6G的性能劣于第四代渦扇噴射引擎，但比第三代渦輪噴射引擎要好。WS-9的BPR=0.78，TPR=16.8 （compressor: 4 low pressure + 12 high pressure）。從設計指標看來，WS-6G比WS-9先進。與西方第四代渦扇噴射引擎相比，WS-6G設計之主要差距，表現(xiàn)在壓縮機效率與渦輪葉片合金的性能。

WS-6G是典型缺乏市場觀念，中央計劃經(jīng)濟的產(chǎn)物。上面一聲令下，科研人員只負責把東西研制出來。首先最大138kn推力量級本就與現(xiàn)實不符合，WS-6G 的最大推力應該是90~110kn量級才是，無論是單發(fā)或雙發(fā)都適合。

發(fā)動機的好壞對飛行性能有極大影響。高BPR發(fā)動機高空高速性能不好，F(xiàn)100-PW-100的BPR為0.71，到了F100-PW-129 的BPR~0.6，到了F100-PW-229其各部件得到強化，BPR變成0.33，總壓比達到34，改善高空高速性能及降低耗油率。以飛機持續(xù)轉(zhuǎn)彎率來說，與速度成反比，與(n**2-1)**0.5成正比，n為過載因子。提高過載必須(1)低翼載，(2)高推力，(3)低零升阻力（簡言之，非升力產(chǎn)生的阻力）與低誘導組力（因升力產(chǎn)生的阻力）。因為發(fā)動機推力與高度、速度有關(guān)，飛機能否飛出大過載，實際上受限于發(fā)動機的高空高速性能，這在超音速機動中尤其重要。

渦扇10性能如何？對其設計可說一無所知。但燃氣渦輪研究院有幾篇研究報告，提到三級壓氣機，應指LPC。至于級壓縮比未知，608所研制的 WJ9用來取代Y-12上PW的PT-6A-27渦槳發(fā)動機，其單級軸流壓縮比是1.51。以此水準計算，三級LPC可獲得3.44的壓縮比， AL-31F四級LPC獲得3.6（級壓縮比1.377），印度GTX-35VS三級LPC為3.2（級壓縮比1.474）。各位認為合理嗎？葉片的三維黏流體設計，631所與西北工業(yè)大學研究水準不差。GTX-35VS（3 LPC + 5HPC）的TPR~21，AL-31F的TPR~24（4 LPC + 9HPC），F(xiàn)100-PW-100的TPR~25（3 LPC + 10 HPC）。最合理的推論是渦扇10的TPR約為在25。至于級數(shù)。

渦扇10裝有無錫航空發(fā)動機研究所研制的FADEC，AL-31F為機械液壓系統(tǒng)，F(xiàn)100-PW-129裝有FADEC。

燃燒器確定是短環(huán)噴霧式，與WP-13比，其長度可減少1/2。

單晶渦輪葉片的意義是能忍受更高的前渦輪進氣溫度。也就是說，單級高壓渦輪與單級低壓渦輪就足以產(chǎn)生足夠的效率，推動壓氣機的運轉(zhuǎn)。而不需要像 F100-PW-100一般，用二級高低渦輪。F100的后續(xù)系列因受限于基本設計，無法更動，只能不斷完善部件效率，提高性能。印度GTX-35VS也是采單級高低渦輪，其葉片是用定向凝固高溫合金，后續(xù)發(fā)展型才用單晶渦輪葉片。

渦扇10的旁通比，如果TPR為25，那么旁通比約在0.5與0.6之間。更低的旁通比，表示要壓縮多的空氣，難度越大，除非增加級數(shù)。換言之渦扇10的高空高速性能比AL-31F有提高。

渦扇10的推重比高于8應該沒問題，與AL-31F比，因為渦扇10有比AL-31F更有效的壓縮機，單晶渦輪葉片比AL-31F的渦輪葉片更能忍受高溫，引擎控制系統(tǒng)也比較先進?？傊?，渦扇10的壓縮機用多少級來產(chǎn)生多少的總壓比是判斷性能的關(guān)鍵。

網(wǎng)上經(jīng)常有人將渦扇10與渦扇10A混淆，其實兩者之間有本質(zhì)的區(qū)別，最大區(qū)別就是核心機的不同，當然空氣流入量、渦輪溫度、推比、推力都不盡相同。其中渦扇10的全加力推力比渦扇10A的要小，渦扇10早在九十年代中期，就在殲十與SU—27上試驗，該機已于2000年定型。

渦扇10A于98年裝在殲十上首飛，并進行過長達四十分鍾的超音速試驗，在2000年第一次裝SU—27上試驗，在與AL— 31F混裝試飛當中，曾發(fā)生空中熄火險情。目前，渦扇10A正隨殲十的預生產(chǎn)型進行邊試飛邊定型試驗，估計今年能夠隨殲十正式生產(chǎn)定型，2005年隨機大批量入役。

從國際發(fā)動機的情況來看，基本分成三大部分，即小推力發(fā)動機，推力一般在3000公斤以下；中推力發(fā)動機，推力一般在6000-9000公斤；大推力發(fā)動機，推力一般在11000公斤-15000公斤。WS-11肯定是小推力級發(fā)動機，“昆侖”則屬于中推力發(fā)動機，而渦扇10無疑是大推力級發(fā)動機。

所以從技術(shù)層面看 我國的渦扇發(fā)動機水平已經(jīng)有明顯提高 已經(jīng)能制造自己的大推力渦扇 但的確其和先進國家的渦扇推力上 可靠性 還是存在差距的

望采納??！