国产军用涡喷发动机发展揭秘(组图)

来源：现代兵器
已经交付巴基斯坦空军的JF-17枭龙战机
国产涡喷-7发动机与当时世界航空发动机的发展相比还是落后很多
国产飞豹战机已经装备了国产化涡扇9发动机
国产新型昆仑涡喷航空发动机
20世纪80年代的中华大地百废待兴，人民空军的装备技术水平已经远远落后于世界——歼6早已不能满足新一代主战装备的要求，而歼7也在缓慢改进之中，即使是当时国内引以自傲的歼8战斗机也远远不是F一16和F一15的对手。

而就此时国内的军用航空动力装置来看，也是两手空空。

面对巴基斯坦提出的歼7大改要求，中国有什么发动机可以满足需要呢?
当家花旦——涡喷7
该型发动机的仿制原型是前苏联的P—11F一300。

P一11是前苏联图曼斯基设计局50年代前期研制的双转子加力涡喷发动机，也是前苏联第一种采用双转子结构的发动机。

该型发动机从1953年开始研制，1956年投入生产，压气机平均级压比达1.438，是当时世界上最高的，也是目前同类发动机最高的。

为满足前线超音速歼击机要求发动机推重比高的特点，设计时采用了中等流量、低总压比、高涡轮进口温度和加力温度。

为减轻重量，所有机匣均为钢制薄壁构件，并大量采用了焊接工艺。

P一11主要型别有P一11-300、P一11F、P一11s。

上世纪50年代末60年代初，中国开始引进米格一21，为其配套的P一11F一300发动机也一并引进，国内编号涡喷7。

但由于材料原因，中国仿制的涡喷7一直无法达到前苏联原装P—11F一300的性能水平。

60年代中后期，歼8计划已经启动，提高P一11F一300的推力以作为新机动力成为横亘在中国航空动力人面前的一道难关。

当时北京航空材料研究院专家容科提出了一个大胆的想法：要增大发动机推力必须提高涡轮前温度，而提高涡轮前温度的关键在解决涡轮叶片的耐高温问题，其最佳途径就是将当时的涡轮实心叶片改为空心叶片，用强制冷却提高叶片耐高温性能。

随后，容科会同沈阳发动机厂总工程华明、中国科学院沈阳金属所所长李熏和设计室主任师昌绪一起制定了设计方案，并在一年内研制成功9孔成型精确的高温铸造合金空心叶片。

当时能够研制空心铸造叶片的只有美国，中国是世界上第二个掌握这一技术的国家，后来英国用了8年的时间才研制成功。

就当时中国的科研能力而言，这的确是了不起的壮举，以至若干年后英国罗·罗公司的总师胡克看到我国自行研制的空心叶片时，不无感慨地说：“单凭看到这一成就，我就没白来中国一趟。

”1966年9月，第一台份铸造空心叶片研制成功，随后用此叶片装配出第一台涡喷7甲发动机并试车成功。

该发动机加力推力相比原有型号提高11%，耗油率降低14%。

1968年6月，涡喷7甲通过50d,时长期试车，获准飞行。

1969年7月，涡喷7甲配装歼8通过首飞考核。

1970年，涡喷7甲转至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12000小时，地面和高空占整机试验2500d~时，飞行试验1000多架次，发动机累计运转2200小时。

涡喷7甲的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50d,时；03批由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100小时；05批在03批基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200小时。

为满足歼7改型的需要，1965年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，该型号01批的性能与涡喷7甲相同。

1969年，涡喷7乙转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加以改进。

涡喷7乙于1979年8月正式定型，首翻期100小时，总寿命300小时。

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200小时和300小时，总寿命为600小时和900小时。

与仿制原型相比，涡喷7系列发动机的不加力推力增加十分明显，这对提高巡航速度起到了显著效果，推比也有一定增加，涡前温度大幅提高，重量则并没有发生明显变化，但就增压比而言还是过低。

这也和涡喷7系列发动机的压气机级数少有关，其压气机总级数为6级：3级低压、3级高压。

涡喷7系列虽然取得了巨大的进步，但与世界航空发动机的发展相比还是落后很多。

国产最新型涡喷14发动机又称昆仑
技术突破——涡喷13
上世纪70年代末80年代初，我国从埃及获得了米格一21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。

但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。

当时涡喷13主要是为了配装参照米格一21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。

涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。

研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。

1984年12月至1985年1月通过了150小时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150小时。

涡喷13主要在涡喷7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。

而且在压气机部件上应用了钛合金，减轻发动机重量；各部件、系统的结构也有所改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。

从结构上看，相比涡喷7系列，涡喷13的高压压气机增加2级，压比也增加到9；依然采用环管形燃烧室，相比当时流行的环形燃烧室落后不少；在涡轮叶片上采用比较先进的无余量精铸工艺，材料为定向凝固合金；加力燃烧室的火焰稳定器采用高歌教授提出的沙丘驻涡技术。

可以说涡喷13代表了当时中国航空发动机制造的最高技术，但相比美俄采用的单晶涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘等技术而言还是落后不少。

之后，黎阳公司又在涡喷13的基础上改进研制了涡喷13B系列发动机。

该发动机的研制始于1991年，1995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(4.859吨)，整机重量为1.28吨。

1996年春节过后，涡喷13B发动机在高空台
用了2个月的时间进行10次高空模拟试验，4月12日返回黎阳进行150小时长期试车的考验，1999年被军方列为重点型号，2002年6月16日进行全寿命考核长期试车，2003年定型涡喷13B已经发展出数个改进型号：涡喷13BⅡ属于增推型号，推力约为7300公斤.涡喷13FⅡ为适应性单发改型，1997年8月顺利通过地面试车，1998年6月8日配装歼7FS首飞。

从性能来看，该型发动机最大状态推力提高了14.3%，加力推力提高了8_3%，推重比提高了8.3%，发动机最大耗油率保持或低于原型发动机，加力l状态耗油率与原型发动机相比降低4.5%。

应该说涡喷13B的推力指标还是不错的，但问题在于推比还是过低，实际推比也就在6左右，油耗也难以满足超7对大航程的需求。

跨越颠峰——涡喷14
1984年，沈阳航空发动机研究所为了满足歼7和歼8系列战机改进型号对发动机推力增长的要求，开始研制涡喷14发动机，这是中国人独立研制航空发动机的开始。

1986年沈阳航空发动机研究所完成验证机阶段工作，转入型号研制。

在研制过程中，作为中国第一款贯彻国军标的发动机，沈阳航空发动机研究所为涡喷14发动机付出了辛勤的努力和劳作。

该型发动机1993年开始装机试飞，并于2002年定型，代号“昆仑”。

“昆仑”发动机的研制成功对于中国航空动力来说是一次跨越，正是因为有了它，中国才能成为世界发动机生产大国的五强之一。

可以说“昆仑”发动机是中国航空动力一块坚实的地基。

涡喷14“昆仑”发动机选用了涡喷13发动机的3级低压压气机和缩小的“斯贝”发动机前7级高压压气机的叶片造型。

另外，根据涡扇6以及涡喷15等发动机的经验，设计出燃烧室、高低压涡轮和加力燃烧室等部件。

研制初期，高低压压气机的不匹配成为最大的一道难关，最后设计出新的第四级低压压气机才解决了这个问题。

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，就出现了类似问题。

由于“昆仑”发动机在国内首次采用了定向凝固无余量精铸复合空心冷却涡轮叶片技术以及气膜冷却技术，之前虽然有这方面的研究基础，但还没有工程应用经验。

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，叶片完好无损。

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”。

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、高空小速度切断加力停车等十几项重大技术问题。

与此同时，研制人员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、超温试验、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有，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，但国内尚没有掌握试验技术，国外则严格保密，在资料上不可能查到，还要进行试验技术的研究。

有的试验开始前就要经过2～3年的先期准备，所以原型机研制时间就比较长。

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，而实际要做到这点是相当难的。

俄罗斯AL一31F发动机也只能做到中断17秒，最终我国的研制人员还是成功了。

1997年底在高空大马赫数试飞中，“昆仑”发动机出现喘振停车故障。

总部机关成立以发动机总师严成忠为组长的联合攻关组。

严成忠仔细查阅分析数以千计的试飞数据，从纷繁复杂的数百条曲线和壁面静压分布中，找出了末激波的位置，确定进气道的工作状态，计算出进气道与发动机的调整量。

在联合攻关组会上，他详细分析了故障现象、物理本质和原因，
并提出了具体排故措施，但部分同志有疑虑。

为了尽快统一认识，决定首先对“昆仑”进行喷水逼喘试验，进一步验证发动机的喘振裕度。

1998年新年前夕，严成忠飞回沈阳。

他办的第一件事就是组织力量日夜赶班设计和制造喷水逼喘试验设备，从设计、加工到安装调试结束，原来说需要3个月，结果只用了18天。

虽然“昆仑”发动机的研制最终胜利完成，但18年的研制过程太长了。

就80年代的超7战斗机而言，选用“昆仑”发动机显然可望而不可及。

即使时至今日，考虑到涡喷发动机的耗油率问题，“昆仑”发动机还是无法满足要求。

对发动机的急迫需求，使中国航空人的眼光瞄向了国外。

资料图：中巴合作JF-17雷电战机
四种国外发动机的对比
超7当初的设计考虑就是为了弥补歼7的不足，满足巴基斯坦对先进战斗机的需要。

为了适应这一需要，美英发动机生产商也拿出了各自的方案。

但对于“佩刀”Ⅱ及后来由歼7的机头进气改用两侧进气的超7来说，前文所述的涡喷7乙发动机推力已经不能满足要求。

事实上，当时中国另一种机头进气改两侧进气的战斗机歼8Ⅱ也已经更换了发动机，由涡喷7甲改为涡喷13A II。

但就其性能水平而言，涡喷13的推力还远远不能满足超7的需要，巴基斯坦显然也不会对其产生兴趣。

而80年代正是中国和西方关系最好的蜜月期，超7选用西方动力也成为中巴两国的不二选择。

1987年初，美国普拉特·惠特尼公司的国际项目主任斯蒂芬·哈金斯率团到北京参加座谈会，提出了三个方案供中巴选择：
PW1120 这是一种连续放气式涡喷发动机，是F100涡扇发动机的改型。

普·惠公司当时研制PWll20，主要是考虑与F404和RB199发动机的推力增大型竞争下一代战斗机的动力，因此为了减小研制风险，选用了F100的核心机进行研制，两者有60%的部件可以通用。

以色列首先于1981年决定采用PW1120作为其新型“狮”(Lavi)单发战斗机的动力装置，取代曾考虑过的F404发动机(事实上，F404也是超7考虑的第二种动力)。

理由是PWll20的推力比F404大1800公斤，有利于提高“狮”的作战性能；另外考虑到通用性问题，以色列已经采购配装F100的F-15和F-16战斗机，所以选择PWll20作为“狮”的动力是最明智的决定。

除此以外，当时的F4战斗机也考虑后继型号选用PWll20。

F-4的标准动力装置是50年代
研制的J79发动机，虽然其性能很好，而且配装了多种战斗机和攻击机，但确实已经老迈，无法满足20世纪末的空战需求。

PW1120恰恰能弥补J79在推力上的不足，满足F-4的增推需求。

就性能来看，PWll20相比J79长度短了1.3米，因此可以装在F4的发动机舱里；加力推力增长15%，不加力推力增长14%；重量减轻26%，推比增加了55%；加力耗油率降低5.6%，不加力耗油率降低5.0%。

PW1120的主要设计特点是：①低压压气机的设计采用PW1128发动机和普·惠其他验证发动机上的机械和气动技术，与F100风扇设计的主要不同点是电子束焊的钛合金盘鼓转子、低展弦比叶片(部件试验证明，其级增压比和级负荷虽都有提高，但叶片强度仍能满足要求)、静子结构及一个减少零件数量的整体机匣，并全面改善了低压压气机的可维护性。

与F100相比增加了失速裕度，在整个飞行包线范围内移动油门杆不受限制；为保证飞行安全，低压压气机的机匣设计成对全部叶片有包容能力；低压压气机的可维护性特点是拆下进气道后就可以从前面拆卸、更换低压压气机静子和转子叶片，而不需要从’发动机上拆下整个低压压气机。

②低压涡轮。

由于PW1120涵道比减小，其进口空气流量大约减少到F100的75%，因此PW1120可以去掉第二级低压涡轮并减少零件数量。

无冷却的低压涡轮盘、工作叶片和导向叶片使用了与F100发动机相同的材料，并使冷部件的寿命达到4000小时，热部件寿命达到2000小时，与通用的热端部件4000TAC相符合。

工作叶片和导向叶片分别采用PW1142定向凝固合金和INl00镍基合金，为保证飞行安全，低压涡轮机匣设计成能包容全部叶片。

③加力燃烧室和喷管。

PW1120涡轮喷气发动机为单股流加力，与F100的双股流混合加力(即内外涵混合加力)相比，其加力燃烧室和喷管结构简单而且重量轻，长度也有所减少。

PW1120采用了普通的“V”型槽火焰稳定器和5圈径向间隔喷油环构成的分区供油系统，以获得均匀的燃油浓度分布。

喷油环的几何形状和连续供油的调节，使加力响应时间和分区转换时的压力突升峰值减至最小。

单个“V”型槽火焰稳定器包括整体的辐射状内部和外部辐式稳定器，并以最小的阻塞使加力燃烧室效率达到最高。

从内槽尾锥体的支撑给火焰稳定器以必需的稳定性，以抵抗不对称气动载荷，并对高频和低频起振动阻尼器的作用。

为提高安全性，PW1120发动机安装了双重点火系统和点火检测器，不仅提高可靠性，而且还提供了满足每个点火器需要的局部点火油气比：一个最适合于海平面点火，而另一个则最适宜于高空低马赫数状态点火。

点火检测器能够防止由于延迟点火或加力燃烧室熄火之后，再点火而伴随产生的高压力突升。

点火检测器在发现加力燃烧室不点火时即终止加力燃烧室供油，并将发动机恢复到中间推力状态。

在熄火情况下，不需要飞行员任何动作，自动切断加力燃烧室供油；发动机恢复到中间推力状态后再恢复加力状态。

PW1120为可调收敛一扩散喷管，与F100发动机相比，其喷管长度短、结构简单、重量轻。

收敛和扩散喷管面积的变化由3个F100型发动机的球型-螺杆气动马达作动器，沿槽形轨道驱动同步收敛调节片的收放来实现。

无冷却的外部扩散调节片有收敛调节片牵动，使预定的面积比随收敛喷口的位置变化。

④主燃烧室与F100的基本相同，但采用涡流嘴式燃油喷嘴，改善了燃油雾化质量，提高了燃烧效率，并采取增强冷却效果的措施。

⑤高压涡轮采用单晶叶片代替F100的定向凝固叶片，第一级叶片采用莲蓬头式冷却方案，以改善冷却效果和延长寿命；第二级导向器加强了冷却以降低热应力，第二级叶片也作了适当改进，整个高压涡轮部件的耐久性比F100有所提高，达到2500次循环。

为F100研制的新涡轮部件同样可应用到PW1120上，据称可将涡轮寿命循环提高到5500次。

⑥由低压压气机连续引气15.5%，这股气流经燃烧室机匣、涡轮机匣、加力筒体和喷管外壁排出，对上述部件进行冷却。

PWll20之所以称为连续放气式，即由此得名。

上述改进不仅可以使PWll20在与F100相同的最高温度下工作，而且在飞行包线的大部分区域内其工
作温度低于F100，但性能指标未降。

这不仅延长了发动机使用寿命，还降低了寿命故障率、减少了维护费用。

新发动机还将继续从执行中的F100发动机部件改进计划中获得收益，进一步降低寿命期费用。

美国通用电气F404发动机
PW1120发动机具有较大的中间推力，可在非加力状态下完成大部分典型的战斗任务。

由于此推力状态下的耗油率较低，因此飞机作战半径和航程相应增大。

应该说PW1120是相当不错的动力，推力相当大(达到9360公斤力)，而且推重比也高(达到7.26)，即使以今天的眼光来审视也是一种相当优秀的发动机。

在当时而言，能和这种发动机媲美的也只有苏联的AL-2l和P-29，虽然后两者的推力较大，但推比明显和PWll20不在一个档次上。

时至今日，能与其相提并论的涡喷发动机也只有“昆仑”Ⅱ发动机及其改型，而且后者在涡轮叶片上采用的只是定向凝固合金，PW1120在20多年前就采用了单晶合金。

两相权衡，PWll20无愧于涡喷发动机的巅峰之作。

就装配于超7而言，由于PWl 120的空气流量是81公斤／秒，而超7的原型歼7是机头进气，其发动机涡喷7的空气流量是64.5公斤／秒，显然进气流量不匹配，总压恢复系数只能到0.8～0.85。

因此，超7必须采用两侧进气，这样总压恢复系数才能达0.95；同时采用PWll20，就要对超7的中后机身作较大改动，头部还需增加135公斤的配重平衡燃油系统的变化。

在中方当时还无力对超7气动布局采取较大改进的情况下，采用美方这个方案虽然花钱较多，但性能改善明显。

其实，美国似乎无意将如此先进的动力提供给中国，即使提供，要实现国产化对中国来说也是漫漫长夜。

事实上，中国本也打算引进仿制该型发动机，相关飞机研制单位也打算研制采用双发PW1120的战机型号。

但就“昆仑”的研制进程之
长和国际政治关系变幻莫测的情况，选用PWll20对美方和中方来说是否可行，还要打上一个大大的问号。

F404涡扇发动机该型发动机是美国通用电气(GE)在上世纪80年代初定型的一种中等推力双涵道双轴小涵道比加力式涡扇发动机，其原型可以追溯到60年代开始发展的F101发动机(被B-1B轰炸机所采用，核心机为GE9)。

GE将该发动机缩小成为GEl5，又由GEl5发展为连续放气式的涡喷发动机YJl01。

GEl5最初的加力推力为5896公斤力，后经改进其加力推力提高到6403公斤力；而YJl01的加力推力则为6803公斤力。

两种涡喷发动机均为3级低压、7级高压，压比25，涵道比0.25。

当时诺斯罗普公司最早想把GEl5应用于P530，后又将其发展型YJ101应用于YF-17战斗机。

由于YF-17与YF-16竞争失败，后其进一步发展型F404被麦道公司用于F／A-18“大黄蜂”战斗机。

1975年1 1月，通用电气公司与美国海军签订了全面研制F404的合同。

1977年1月首台运转，1978年6月完成飞行前规定试验，当年11月装机试飞，1979年12月F404-GE-400通过定型试车并批准投入生产，1980年1月交付第一台生产型发动机。

F404的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与YJl01相同，风扇、低压涡轮和加力燃烧室稍许放大。

就其风扇实质而言，就是YJl01发动机3级低压压气机的放大，涵道比由YJl01的0.2提高为0.34，涡轮进口温度提高10℃，发动机推力比YJ101增加约17%。

在研制F404时，美国海军根据以往使用经验，突出了可靠性和维修性要求。

据此，通用电气公司改变了过去强调性能而忽视可靠性和维修性的作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险。

这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。

F404由6个单元体组成，左、右发可以互换，采用了状态监控措施，因而维修性大有改善。

在气动设计上，F404高压压气机的喘振裕度高达25%，在海军航空推进中心的高空台上用两种方法考验了高压压气机抗压力畸变和温度畸变能力，即经过畸变网格和进气脉动加温试验及随机频率发生器的试验。

由于F404与飞机采用分离附件机匣设计，装在飞机上的辅助传动系统(AMAD)单独传动燃油泵、液压泵和发电机。

飞机与发动机只有11个接头，换一台发动机只需21分钟。

从空气流量来看，F404-GE-400的流量恰好与涡喷7相吻合，而推力又远大于后者。

就当时正在研制的涡喷13而言，其单发型涡喷13F的流量为66-67公斤／秒，后来的涡喷13FI 在68～69公斤／秒；即使最新研制的“昆仑”发动机，其空气流量也只有67公斤，秒，“昆仑”Ⅱ的空气流量更高，大致为68～69公斤，秒。

就单位迎风面积推力来说，F404的推力很大而涵道比又很小，几乎可以说是接近涡喷发动机。

F404的原型——GEl5和YJl01也是涡喷发动机，当时考虑作为J79涡喷发动机的后续发动机，在高压涡轮上也采用了气膜加空气冲击冷却及定向凝固叶片。

就增压比来说，F404远远高于当时中国所有在研和在役的发动机。

当时如果选择F404作为超7的动力是比较合适的，后来中美合作的“和平珍珠计划”中也想采用该型发动机改进歼8Ⅱ战斗机。

如果超7和歼8Ⅱ采用同一种动力的话，那在发动机通用性以及维修便利性方面都是不无裨益的。

即使就当时航空工业部门的想法而言，能引进F404并能够加以仿制的话，无疑是雪中送炭。

先进的第三代战斗机动力装置不是涡喷7之类的发动机所能比拟的，但后来的事实证明，国际政治关系始终是决定超7动力命运的无形绳索。

最终，F404方案没有成功。

PWl216 该发动机加力推力7425公斤，最大推力5400公斤，推重比6.6，单价1 30万美元。

PW1216发动机是在PWl212基础上研制的双轴加力式涡喷发动机，是1962年研制的A-4攻击机非加力发动机J-52的改进型。

普·惠公司为参加“佩刀”II的竞争，提出在PWl212发动机基础上配用涡喷7BM或涡喷13发动机的加力简体及相应系统，构成PWl216，以满足巴空军的需求。

该发动机总寿命可达8000d~时，飞机进气道与机身无需作任何改动。

普·惠公司认为。