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修寿命1000h。
PZL-10W涡轮轴发动机结构
牌号PZL-10W
功率范围662kW
装机对象波兰希维德尼克厂“鹰”直升机。
PZL-10W是波兰热舒夫工厂研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发
动机，它是由TWD-10B涡轮螺旋桨发动机发展而来的，具有相同的
燃气发生器。
GTD-350涡轮轴发动机外形
牌号GTD-350
功率范围298～331kW
装机对象米-2直升机。
GTD-350是前苏联依索托夫设计局设计的自由涡轮式涡轮轴发
动机，但仅在波兰生产。
热舒夫工厂还研制了一个功率为331kW的
改型GTD-350P。
GTD-350的总寿命为4000h。
PД-33涡轮风扇发动机
牌号PД-33
结构形式双转子加力式
推力范围加力8140daN、中间4913daN。
装机对象米格-29前线歼击机。
PД-33发动机由克里莫夫设计局研制，由位于莫斯科的契尔
尼舍夫工厂（又称红十月工厂）生产。
此发动机已随米格-29飞机出口到20余个国家。
虽然该发动机在
印度的使用情况欠佳，但据俄方的介绍，该机的稳定性优良，可在飞
行包线内的任一点空中再起动和接通加力，并且设有俄国多数发动机
都有的补氧系统。
该机的一个突出特点是，根据前苏联歼击机比较强调高空、高速
性能的需求，高度、速度特性突出。
主要措施是，高M数飞行时，
允许其涡轮温度比地面增高150℃。
该机采用单元体结构，共11个单元体。
TB2-117TG涡轴发动机结构
牌号TB2-117
功率范围1118kW
产量截至1993年底大约已生产31021台，预计到1999年将再
生产91台。
价格生产
装机对象TB2-117A米-8双发运输直升机和米-24A双发攻击直
升机。
TB2-117TG米-38直升机。
TB2-117A是前苏联克里莫夫-伊索托夫设计局（现名俄罗斯
克里莫夫公司）研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机。
该发动机于
1962年9月17日装在米-8第二架原型机上试飞。
TB2-117A发动机
除了在前苏联范围内使用外，还出口其他国家，如阿富汗、阿尔及利
亚、安哥拉、孟加拉、芬兰、前东德、匈牙利、印度、伊拉克、朝鲜、
老挝、利比亚、马达加斯加、巴基斯坦、秘鲁、波兰、罗马尼亚、苏
丹、叙利亚、越南、也门和前南斯拉夫等国。
TB2-117发动机的设计留有余地，寿命长，并在寿命期内无故障，
因此，在相同功率级的发动机中比某些西方国家的发动机的尺寸和重
量都稍大些。
TB2-117A为米-8的动力装置，两台TB2-117A发动机通过BP-8A
齿轮箱并车。
使用一个旋翼转速自动保持控制系统使旋翼转速与两台
发动机的功率相协调。
该系统与每台燃气发生器的控制系统分开，通
过改变发动机功率的方法能自动将旋翼转速保持在需要的范围内，使
两台发动机很好地同步工作，并且在一台发动机发生故障时，能自动
增加另一台发动机的功率输出。
TB2-117TG将被选作米-38直升机的过渡型发动机，该发动机目
前正在寻求国外的合作生产厂家。
TB2-117TG可使用多种燃料，如汽
油、轻质汽油、柴油、液化天然气、丙烷或丁烷气体。
TB3-117涡轮轴发动机结构
牌号TB3-117
功率范围1434～1633kW
装机对象TB3-117БК卡-27和卡-28。
TB3-117MT米-8T/TБ/TБК、米-14、米-17和米-24。
TB3-117B卡-27、卡-29和卡-32。
TB3-117BK卡-50。
TB3-117BM米-17-1BA、米-25、米-28和米-35。
TB3-117是由前苏联伊索托夫设计局（现俄国克里莫夫公司）
在70年代由TB2-117A发展起来的第二代涡轮轴发动机。
1974年开
始地面台架试验，1976年首次飞行，1978年开始批生产，批量很大。
TB7-117涡轮螺旋桨发动机结构
牌号TB7-117
功率范围1728～1840kW
装机对象TB7-117C伊尔114。
TB7-117ИRaketa22。
TB7-117B米-38。
TB7-117发动机是前苏联伊索托夫设计局（现俄国克里莫夫
公司）研制的第三代涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机，采用共用核心。
此核
心可作为各种喷气发动机和涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机的基础。
最初
的涡桨型装在伊尔-76和伊尔-114原型机上试飞，驱动SV-34型6叶
复合材料螺旋桨。
1992年8月定型后投入批生产。
首翻期800h，估
计总寿命1600h。
主要改型有：
TB7-117C涡桨型，与波兰合作生产。
TB7-117И涡桨型。
TB7-117B涡轴型。
ПC-90A涡轮风扇发动机
牌号ПC-90A,Д-90A
产量截至1992年大约生产100台，其中大约20台用于发动机
调试。
价格约50万美元（1992年俄罗斯国内市场折合报价，国际市场
价格不详）。
装机对象ПC-90A伊尔-96-300和图-204。
ПC-90A是由前苏联索洛维也夫设计局（现为俄罗斯彼尔姆
航空发动机科研生产联合体）研制和生产的大涵道比涡轮风扇发动
机。
1979年开始研制时，ПC-90发动机的推力为13440daN。
1983
年，前苏联政府改变计划，将推力指标改为15696daN，即ПC-90A（又
称Д-90A，英译名D-90A）。
该发动机于1984年开始地面试车，1987
年进行飞行试验，1991年通过国家试车，1992年3月获适航证。
比
预定进度后延。
截至1993年初，已积累运转20000h以上。
1993年
上半年在伊尔-96-300飞机上投入定期航线。
ПC-90A在通过国家试
车前作过一次较大的修改。
主要是原来的发动机附件及管路安排无
序，不利于维修，更改目的是改善可靠性和维修性。
ПC-90A发动机
在设计中采用了很多成熟的军用发动机技术，其特点是：
大涵道比，
11个单元体结构，采用数字式电子控制并有机械液压备份，耗油率
较低，注重了可靠性和维修性设计。
装ПC-90A的伊尔-96-300于1988
年9月28日首飞，发动机用降功率（13240daN）工作，装ПC-90A的
图-204于1989年1月2日首飞发动机用全功率工作。
ПC-90A是目前俄罗斯唯一仍在型号名称中表示总设计师姓名
（索洛维也夫）的发动机。
据报道，1994年彼尔姆航空发动机科研生产联合体与美国P&
WA
公司合作改进ПC-90A的设计，其代号为ПC-90П。
P&
WA公司准备
投资1.2～1.5亿美元，改进设计的细节主要有：
重新设计风扇叶片及
出口导流叶片；
低压压气机由2级改为4级并采用新的转子叶片，从
而提高效率和稳定性；
同时改进低压涡轮叶片及轴。
可望1995年底
完成试验，1996年底取得适航证，用于经俄罗斯政府批准并予以经
费支持的新型运输机图-330。
该公司还准备利用ПC-90A发动机的燃气发生器作通用部件发
展12000～20000daN推力的发动机系列：
ПC-90A-76用于伊尔-76MФ换发动机，推力为13734daN，流
量降为451kg/s，涡轮进口温度降低使用。
ПC-90A-154用于图-154M飞机，保持15696daN起飞推力，
噪声和排气污染将符合国际民航组织的要求。
ПC-90A-12推力为11772daN，是推力最小的型号，其空气流
量降为369kg/s，取消增压级，同时减少一级低压涡轮，总压比降至
21.4。
ПC-90A-M保持起飞推力15696daN不变发动机减重5%，降
低耗油率2.2%，改善可靠性和使用寿命。
Д-100是ПC-90A的发展型，起飞推力为18639daN，总流量
增到717kg/s，风扇直径加大到1235mm，采用宽弦风扇叶片，低压
涡轮增至6级，以上发展型计划目前尚无具体的研制进度。
Д-30KY涡轮风扇发动机
牌号Д-30K
推力范围10400～11770daN
装机对象Д-30KY伊尔-62M。
Д-30KYⅡ图-154M。
Д-30KП伊尔-76。
Д-30KПФA-40“信天翁”。
Д-30K是前苏联索洛维也夫设计局（现俄国彼尔姆航空发动
机科研生产联合体）在Д-30的基础上改型研制的前苏联第一种大涵
道比涡轮风扇发动机。
尽管其编号与Д-30相近，但要大得多，两者
之间没有多少通用零件。
基本型Д-30KY于1974年取代HK-8-4用于伊尔-62M旅客机。
Д-30KYⅡ降额到10400daN，可保持到ISA+15℃。
Д-30KП推力为
11770daN，可保持到ISA+15℃。
1980年KП型被KПⅡ型取代，但
后者推力可保持到ISA+23℃。
Д-30KПФ用于别里耶夫设计局设计
的A-40“信天翁”反潜、侦察和布雷机。
Д-30涡轮风扇发动机结构
牌号Д-30
推力范围6668daN
装机对象Д-30图-134。
Д-30Ⅱ图-134A。
图-134A-3。
Д-30是前苏联索洛维也夫设计局（现俄国彼尔姆航空发动
机科研生产联合体）研制的一种双转子涡轮风扇发动机，自1966年起
用于图-134双发旅客机。
该发动机是在Д-20П的基础上发展而来的，核心机和机匣的大
部分零件相似，只是增加了1级跨音速风扇和2级低压压气机，增大
了增压比和流量，因而提高了推力和耗油率。
1972年以后，带反推力装置的Д-30Ⅱ发动机用于图-134A。
1982
年以后，Д-30Ⅲ用于图-134A-3。
该改型增加了低压零级压气机，以
降低的涡轮进口温度达到原来的推力并能保持到ISA+25℃。
1972年翻修寿命2500h，总寿命7500h。
Д-20П
牌号Д-20П
推力范围5296daN
装机对象双发旅客机图–124。
Д-20П是前苏联索洛维也夫设计局（现俄国彼尔姆航空发
动机科研生产联合体）研制的双转子涡轮风扇发动机。
研制工作于
1955年开始，在研制中进行了长时间的试验。
1960年投入批生产。
1962年，装在前苏联第一架以涡扇发动机作动力的旅客机图-124上
投入航线使用。
Д-20П在设计上是保守的，其设计目标是要达到最
佳的经济性和可靠性，可工作的环境温度范围从-40℃到40℃。
TB-O-100
牌号TB-O-100
功率范围537kW
装机对象卡-16。
TB-O-100是由莫斯科“联盟”科研生产联合体总设计师戈
巴琴柯设计的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，由鄂木斯克“火星”
航空发动机设计局生产。
该设计局有可能以该型号为基础与罗马尼亚
联合发展一种619kW的改型，总增压比和涡轮进口温度分别提高到
10.2和1077℃。
另一种530kW的降功率型是卡-118的备选发动机，
此外，尚有一种TBД-100涡桨型方案，用于C-86和T610。
中央航
空发动机研究院正在试验一种回热器，装上后该发动机耗油率可降低
15～20%。
TBД-20
牌号TBД-20
功率范围1029kW
装机对象安–3和T-101V。
TBД-20是前苏联格鲁申柯夫设计局（现俄国鄂木斯克“火
星”航空发动机设计局）研制的自由涡轮式涡轮螺旋桨发动机，其核
心机是TBД-10Б的改型，增加零级压气机和第2级自由涡轮。
TRI60涡轮喷气发动机结构
牌号TRI60
推力范围350～440daN
产量截至1993年底已生产2543台，预计1994年至
2002年将再生产355台。
价格8.0～9.5万美元（1993年）
装机对象TRI60-1-067“海鹰”反舰艇导弹。
TRI60-2-071C.22遥控飞行器、靶机。
TRI60-2-074MQM-107A/B导弹/靶机。
TRI60-2-077RBS15M反舰艇导弹。
TRI60-2-080PTA靶机。
TRI60-2-088NV-144/NV-151靶机。
TRI60-2-089RBS15F/ASM15导弹。
TRI60-3-097BQM-126靶机。
TRI60是为70年代中期生产的小型飞机、无人靶机和导弹设计
的小型涡轮喷气发动机，1974年6月第一台验证机开始台架试验，
1976年选用于C.22。
TRI60的研制费用由法国政府提供。
它的设计偏重于费用最低和
无需维修。
它是微型涡轮发动机公司第一种采用轴流压气机与环形燃
烧室的发动机。
TRI60的结构简单，燃烧室冒烟很少，起动方式随用
途不同而异。
其设计寿命为20多小时。
TRI60-1-067早期型。
采用了液压气动式燃油控制系统。
TRI60-2-071是TRI60-1的改型。
采用连续控制的电子控制系
统。
油门完全可调。
TRI60-2-074结构类似于-071，但装有由燃气发生器轴直接驱动
的1.5kVA的交流发电机。
TRI60-2-077其性能类似-071型。
TRI60-3其尺寸类似-2型。
TRI60-20是微型涡轮发动机公司不加力涡轮喷气发动机计划
中推力最大的发动机，增加了1级压气机。
TRI60-30用途不明。
拉扎克
（Larzac）
牌号拉扎克
推力范围1280～1420daN
产量截至1986年底估计共生产1344台，包括埃及生产的99
台和比利时生产的88台，目前尚有
850～950台在使用或存储中
价格59万美元（1986年）
装机对象达索/多尼尔公司双发攻击/教练机“阿尔发喷气”。
04-H20印度的新型单发教练机HJT36
04-R20俄罗斯MiG-AT飞机
拉扎克是法国透博梅卡公司和国营航空发动机研究制造公司
（SNECMA）联合研制和生产的一种双转子小涵道比涡轮风扇发动机，
开始时是为广泛用于军、民用飞机研制的，后来主要用于军用教练/
攻击机。
研制工作于1968年开始，透博梅卡公司负责风扇、压气机
和附件传动齿轮箱，SNECMA公司负责燃烧室、涡轮和燃油控制系
1969年5月，拉扎克01首次试车。
1972年5月，标准生产型拉
扎克05首次试车，1975年5月定型。
在定型前共积累10000h试车，
包括高空模拟试验和飞行试验。
投入批生产的拉扎克系列主要有：
拉扎克04。
1993年，法国与俄罗斯签订协议，由俄罗斯按专利生产拉扎克
04R20发动机，用于双发教练机米格-AT。
米格-AT可能于1995年首
飞。
SnecmaMoteurs公司最近正在由它的下属公司透博梅卡和俄罗
斯发动机制造商Klimov组成团队，提高Larzac发动机的推力到1504
dN，同时也与俄罗斯的EGA公司合作开发一个全新的数字控制系统，
并安装在改进后的Larzac发动机上。
最近Larzac04-H20型发动机
已被印度的印度航空公司选中，为印度的新型单发教练机HJT36提
供动力。
发动机在2001年初期已开始试装，于2002年6月第一台发
动机交付，同年年底利用原型完成首飞。
此项目预计将生产200台
Larzac发动机。
俄罗斯飞机制造商MiG已选择04-R20型发动机为
MiG-AT飞机提供动力。
预计在2002年下半年完成俄罗斯取证。
TRS18
牌号TRS18
推力范围113～150daN
现状批生产
产量截至1993年初已生产623台，预计到2002年将再生产
365台
价格TRS18-075，4.3万美元；
TRS18-1-201，4.4～4.6万美元
（1993年）
装机对象TRS18-075ASAT/“小隼”。
TRS18-076“奎宿九星”（早期型）。
“奎宿九星”200。
TJA24-1ASAT/“小隼”。
TRS18-1-201“奎宿九星”（晚期型）。
TRS18是微型涡轮发动机公司设计的轻重量涡轮喷气发动机系
列，用于轻型飞机、遥控飞行器、靶机和导弹。
早期生产型TRS18-046
于1976年5月获得美国FAA型号合格证，1982年又获得法国民航
总局型号合格证。
TRS18发动机结构设计简单，采用单元体结构。
前
单元体包括进气口、齿轮箱、电子控制和防护装置；
涡轮单元体包括
离心压气机、涡轮转子和涡轮导向器；
后单元体包括涡轮机匣后板（装
有火焰筒、排气锥和喷管）、回流环形燃烧室、喷嘴、点火器和带热
电偶的排气管。
由于其起动和工作过程控制是完全自动的，而且可在
飞行中再起动，TRS18特别适于轻型飞机。
TRS18的第一个用途是美国比德公司的BD-5J私人飞机，但由
于耗油率高和燃油成本上升，没有形成市场。
后来，微型发动机公司
自己发展了分别装一台和两台TRS18-046-1发动机的“微型喷气”90
和“微型喷气”200。
前者是当时最小的单座喷气飞机；
后者可为第
三世界国家用作教练机，1979年在巴黎航展上展出，但未获得订货。
其他用该发动机的单发和双发有人驾驶飞机还有：
卡普隆公司A21SJ
双座动力滑翔机、“钻石”动力滑翔机、卡普隆公司的C22J教练机和
VariViggen体育运动机。
但这些飞机都是按订货生产，批量不大。
在
遥控飞行器和靶机方面主要有Meteor公司的“奎宿九星”系列亚音
速多用途遥控飞行器/靶机系列和ASAT/“小隼”亚音速变速靶机。
TRS18-046/046-1早期生产型，用于几种单发和双发体育运动
原型机和一些研究机。
TRS18-075TRS18-046的推力增大型。
TRS18-076-1TRS18-075的一种改型。
TRS18-1TRS18-1系列包括018、083/202、201和214
等型别。
翻修寿命为600h。
201型用空气起动系统。
TRS18-1于1988
年获得美国联邦航空局合格证。
TRS18-2TRS18-1的推力增大型。
压气机的流量和压
比均有增加，可能采用定向凝固或单晶的涡轮叶片。
1983年9月19
日首台验证机运转。
TJA24-1由TRS18-075发展而来，在保持尺寸不变
的条件下推力增大34daN。
TRB13TRS18的新发展改型，尚处于设计阶段，
推力范围58～81daN。
TRB18TRS18的另一种新改型，仍在研制中。
M53-P2涡轮风扇发动机结构
牌号M53
结构形式单转子加力式
推力范围加力：
8006～9785daN；
中间：
5440～6330daN
产量截至1995年初已生产860台，预计从1995年到
1999年将再生产190台
价格M53-P2，335～365万美元（1995年）
装机对象M53-2“幻影”2000原型机。
M53-5“幻影”4000原型机。
M53-P2“幻影”2000。
M53-PX2“幻影”2000。
为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发
动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。
1970年2月M53
首次试验，1973年7月装在专门改装的“快帆”空中试车台上首次
试飞，1974年12月又装在“幻影”F1空中试车台上首次超音速飞行，
马赫数达1.2，在以后的试飞中马赫数超过2。
1978年3月在“幻影”
2000上首飞，1978年末在“超幻影”4000上首飞。
1976年8月M53
完成军方定型试验，1979年末开始生产。
M53的设计目标是：
适合
高速（M2.5）飞行的高单位推力、轻的重量和结构完整性；
低空超音速
巡航的耗油率低；
可靠性高；
结构简单；
维修费用低。
截止2001年
12月31日，M53发动机共有617台在世
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