涡扇10系列发动机太行发动机.docx

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涡扇10系列发动机太行发动机

涡扇10系列发动机太行发动机

涡扇10系列发动机太行发动机太行发动机，也叫涡扇10系列发动机。

太行发动机的研制始于上世纪八十年代末，2005年12月28日完成设计定型审查考核，历时18年。

太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。

太行发动机由中国606所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。

采用大推力函比及全自动数字化控制系统，最大推力不超过12000公斤。

目前主要用于装备中国第三代高性能歼-10战斗机。

简介[转自铁血社区]2005年12月28日，在我国大中型航空发动机的摇篮———中国一航沈阳发动机设计研究所，诞生了我国自行设计研制、具有自主知识产权的

台大推力涡轮风扇发动机——太行发动机。

正像诗中描绘的那样，“将登太行雪满山”，现实中研制“太行”的难度更是超乎想象，以张恩和为总设计师的“太行”研制团队，历经18载艰苦攻关，突破了数十项核心技术和关键技术，

攻克了200多个重大障碍和技术难题，终于在世纪之初研制

列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等

号，

型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上

取两条腿走路方针。

一是引进国外成熟的核心机技术。

中美

改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之

部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404）,对引进的核心机加以改进，使核心

机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。

研制

1月，经邓-小-平同志批示，肯定了发动机行业老专家发展涡扇发动机的建议。

于是一航动力所与兄弟单位一起，开始了新一代大推力涡扇发动机－"太行"发动机的研制。

[转自铁血社区]"太行"发动机不是为研制而研制，是我国国防建设急切而重大的需要。

毫不夸张地说，事

关我国某两型先进战斗机的生死，"一发配两型天大的事"。

1987年至1993年，在原国防科工委和空军的大力支持下，经过6年多的艰苦奋斗，一航动力所克服了基础薄弱、条件不足等重重困难，完成了"太行"验证机阶段的研制工作，并

拟配装我国自行研制的某新型战斗机，使其从技术状态转入原型机研制状态。

值得说明的是，但凡发动机的研制，一般

要经过技术储备与攻关－材料部件生产－装配－金属样机－验证机－地面试车－飞行台试验－装机试飞－寿命长试

－定型这些阶段。

然而，在当时技术情况下要用"太行"发动

机配装新型飞机试飞有很大风险，因为新型飞机尚未定型，又为单发设计，而且发动机装飞机试飞前，除必须进行大量地面试车考核外，还需要经过飞行台试验才行。

当时，国内仅有的飞行试验台寿命已经到期，飞行包线也太小。

九十年代初期，通过进一步引进合作，新型飞机有了国外成熟的发

动机配装试飞。

可问题是：

"太行"发动机如何找到合适的飞

6下

副所长张恩和经历过涡扇6发动机整个研制过程，涡扇马后又曾领导一航动力所的民品开发工作，强烈的忧患意识

使他感到选择合适的试飞平台十分重要，否则失去装机对

批先进飞机直接装备了部队，为降低配装飞机的研制风险，张恩和适时地提出了"太行"发动机以国外飞机为平台的

领先试飞方案。

1993年3月，一航动力所向中国航空工业总

公司申请了一架我国引进的飞机作为飞行平台对"太行"发动

机进行领先试飞。

1995年6月7日，时任副总参谋长的曹刚川在传达中央军委的重要决定时说：

"太行发动机一是配新型

歼击机，二是作某型飞机的后继动力。

所以，太行发动机的成败和周期，不但关系到新歼，也关系到引进的飞机有没有

成效。

因此，太行发动机是两种飞机成败的关键。

空军下

步建设就立足这个发动机了，两只脚都踩在一条船上了，各

"太行"发动机如果研制成功，这是一个双赢的结果，如果研

制失败……大家心里都清楚。

1997年"太行"发动机进入了最

艰难的突击阶段，是决定命运的关键时刻，由于要与飞机配套，飞机不能改或者只能作简单的改动，主要技术问题都要通过发动机匹配来解决。

在金属样机设计之前，时任一航动力所所长海宜德、总师张恩和带领科研人员来到一航沈阳所与时任所长刘春义、总师李明等进行技术协调，从气动和结构两个方面论证"太行"发动机酣装选定飞机的问题。

由于发

动机主体尺寸比飞机原发动机大，滑油箱超限、滑油率超限、加力喷口调节器超限，道道难题摆在一航动力所人面前。

为了尽快解决问题，总师张恩和天天跟在装配厂房，指挥大家把发动机的外涵道放在装配厂房的地上，一件一件往上摆附件。

为了满足设训要求与指标，总体设计室进行了改进外部设计工作，三次带队到空军调研，多次更改方案。

最后成功解决了加力筒体转5度、加力点火器超限、后机匣改装、重

新安排外部管路与附件等难题。

国外用了6个回合才能完成的设计任务，我们的设计师在2到3个回合内设计出图，完

成了装入飞机的总体方案。

1998年9月，配装飞机的全尺寸

金属样机制造和装配工作如期完成，仅用1个半小时装飞机

成功，进一步证明了"太行"发动机可与飞机相匹配，为胜利

研制奠定了坚实基础。

[转自铁血社区]

第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因70年代上马的歼9、

歼13、强6、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研

发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下

马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家

于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是

于1987年10月立项，当时是考虑为歼10配套的发动机。

以中国当时的技术，要独立自主地研制一种先进的高推重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。

1992年10月验证机在086号飞行台上开始试验，97年开始型号研制（飞行前试验阶段），考虑将

其作为歼11和歼10两种战机的动力，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10月624

所高空台具有了大推力发动机的试验能力，随后开始型号的

高空台试验，型号装机首飞是在2001年7月，2002年6月装单台太行发动机的苏27试飞台进行了首飞，取得阶段性成果，2003年12月装两台WS10A的歼11A首飞，03-04年间WS10A开始试装歼10战斗机。

2005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日完成定型审查考核。

WS10A的涡轮前温度已从原有WS10的1747K提高到1800K，推重比也由原来的7.5

提高到8左右，推力也由132KN提高到138KN，达到了90

年代的世界先进水平。

历经20年研制出来的太行发动机，在中国当时的经济环境和技术环境下是非常不容易的，但是仍然存在可靠性问题，需要不断改进。

前几年太行的重点目标是：

03年针对重点型号减重开展的“减重年”；04年为确保重点型号的定型而进行的“排故年”；05年为提高和完善

设计质量而开展的“细节年”；06年为进一步完善设计、提

的完善之中，以后还会有进一步的提高。

[转自铁血社区

]难度回顾20年来的风雨历程，不辱使命的广大参研人员用智慧和信心换来的这张通行证上，闪烁的代以前，一航动力所航空发动机试车台非常简陋，每次试车启动发动机，轰鸣的响声震耳欲聋，周围几里地都能听得到，参试人员只好用棉团塞住耳朵。

尽管这样，加力试车的时候，轰鸣声仍让人难以忍受，强烈的噪音对身体刺激可想而知。

当年经历过那种环境的试车人，有的患了心脏病，有的耳膜穿孔，但他们从来没有抱怨。

也正是有了这些老航空人，我们的航空发动机事业才得以发展壮大。

太行发动机的广大参研人员刻苦钻研,屡克难关，先后攻克了几十项重大技术关

键。

2003年，“太行”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问题，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

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所与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，最后恢复了太行发动机的定型试飞。

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。

在发动机的试制中，

习和应用国外先进经验，打破了过去一厂一机的管理模式，

成功应用了百种新材料、新工艺。

发动机材料已接近或达到

国际先进水平。

先进新材料占整机重量超过50%。

包括先进

钛合金、先进高温合金以及在国产发动机上第一次采用的高比强-高温树脂基复合材料。

在太行发动机研制过程中采用的新技术有：

1）三级风扇为带进气可变弯度导向叶片的跨音

速气动设计，采用悬臂支承，不带进气变弯度导向叶片；超塑成型扩散连接的进气机匣，是国内该项设计技术的全新突破；2）两级低压涡轮为复合倾斜弯扭的三维气动设计，低

压涡轮两级导向叶片均为空心、三联整体无余量精铸结构，

空心叶片，606所集中国内最优秀的设计、材料、工艺、加工、检测等方面的专家组成了“国家队”，经过8年的潜心

研究、试验，终于掌握了这种被誉为现代航空发动机“王冠术，大胆采用了复合气冷空心涡轮叶片。

它不仅包括先进的设计技术、高温材料技术，还包括定向凝固技术、无余量精铸技术、五坐标数控打孔技术、磨粒流光整技术、无损检测技术、冷却试验技术、高温涂层技术。

4）“太行”发动机复

合材料外涵机匣是复合材料技术在国内航空发动机上的第

次应用。

是国外第四代发动机技术，填补了国内航空发动机技术的空白；复合材料外涵机匣比钛板焊接结构的外涵机匣重量减轻30%，而且比强度、比刚度更高，疲劳寿命更长，

更耐腐蚀。

5）加力燃烧室为“平行进气”式，工作范围宽，

重量轻，流体损失小，采用分区分压供油方案，保证了在发动机工作包线内的可靠点火和稳定；[转自铁血社区

httP：

//]6）第W级和W级高压压气静子叶片，在国内首次实现了高温合金叶片的冷辊轧。

研制成功的

GH4169合金W级至™级静子叶片冷辊轧填补了国内高温合

金叶片冷辊轧技术的空白。

2004年12月底完成攻关，在国际上处于领先地位。

但是GH4169合金压气机、涡轮盘件，目前仍然存在盘件性能富裕度小，个别情况盘件的性能、组织无法满足标准要求;新工艺、新结构需要持续改进。

7）尾

喷口为全程无级可调收敛扩散喷口设计，填补了国内的空白。

不过收扩喷口精铸件平均合格率仅为54%，尚需进一步

提高。

8）太行”航空发动机涡轮后机匣电子束焊接，无论

是工艺安排还是零件交付质量都无可挑剔。

9）将纳米氧化

锆技术应用于热障涂层，给“太行”发动机高压涡轮导向叶

片以及低压一、二级导向叶片穿上了一层性能优良稳定的年5月，完成该技术工程化，在“太行”发动机叶片上应用。

2005年8月，用纳米氧化锆热障涂层技术喷涂的高压涡轮导向叶片解决了烧蚀问题，顺利通过了“太行”发动机长期试车考核。

10）首次采用整体铸造钛合金中介机匣；其技术难

题最终由北京航空材料研究院解决。

11）“太行”发动机试

验初期所用的控制系统是数字电调系统，但其在稳定性、可靠性和抗干扰性等方面还不够成熟，因此改为机械液压方案，1998年12月，该方案装机试车，经过严格的考核验证，

能保证发动机可靠工作。

原来的数字电调方案则改为第案，待发展成熟后再取代机械液压控制方案。

[转自铁血社区]12）在“太行”发动机原型机研制阶段，高压涡轮盘采用了粉末冶金的新材料，但由于国内相关技术尚未完全成熟，从定型批这种材料被换掉。

攻关涡扇

10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低

结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。

黎明在研

刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。

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（F/A-22“猛禽”战斗机所使用的发动机）上开始采用了对转结构，这种设计能减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、重量均减少。

自铁血社区]太行的最大推力在138KN，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，风扇是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，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是级轴流式,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－扩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,估计以后会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。

从国际发动机的情况来看,航空发动机基本分成三大类,即小推力发动机,推力一般在3000公斤以下；中推力发动机,推力一般在6000-9000公斤；大推力发动机,推力一般在11000公斤-15000公斤,涡扇10无疑是大推力级发动机。