第一章-渦輪發(fā)動機(jī)分類及其性能指標(biāo)

航空發(fā)動機(jī)原理西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院宋文艷第一章渦輪發(fā)動機(jī)分類及其性能指標(biāo)1.1引言1.2渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的基本組成1.3噴氣發(fā)動機(jī)分類1.4渦輪發(fā)動機(jī)國內(nèi)外發(fā)展概況1.5渦輪發(fā)動機(jī)性能指標(biāo)

1.1引言二十世紀(jì)以來，特別是二戰(zhàn)以來，航空航天技術(shù)取得了飛速的發(fā)展。目前，飛機(jī)已成為一種重要的、不可缺少的作戰(zhàn)武器和運輸工具。飛機(jī)的飛行速度、高度、航程、載重量和機(jī)動性等，都已達(dá)到了相當(dāng)高的水平，這些進(jìn)步在很大程度上取決于飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展。戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)一直處于發(fā)動機(jī)技術(shù)的前沿。在二戰(zhàn)將結(jié)束前（1939年），新問世的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)首先是在戰(zhàn)斗機(jī)上取代活塞發(fā)動機(jī)的，此后的幾十年間，戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)作為一些軍事和經(jīng)濟(jì)強(qiáng)國的投資和開發(fā)重點，在技術(shù)上取得了巨大的進(jìn)展。

飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)（飛機(jī)動力裝置、飛機(jī)發(fā)動機(jī)）是：產(chǎn)生推力并推動飛機(jī)飛行的整套裝置。

發(fā)動機(jī)的推力、重量、尺寸、耗油率等對飛機(jī)的飛行速度、高度、航程和機(jī)動性等都有很大的影響，因此，一方面對發(fā)動機(jī)的各部件都提出了有效性的要求，另一方面，不允許發(fā)動機(jī)各部件的實際工作條件超出各部件氣動和機(jī)械上的限制，包括氣動、熱工、控制、應(yīng)力、振動、噪音、燃燒、傳熱、潤滑、測試和制造等諸方面的限制。

發(fā)動機(jī)工程設(shè)計人員的任務(wù)就是：確定和擴(kuò)大這些限制，包括氣動、熱工、控制、應(yīng)力、振動、噪音、燃燒、傳熱、潤滑、測試和制造等諸方面。（1)二戰(zhàn)前：所有飛機(jī)都使用活塞發(fā)動機(jī)（熱機(jī)）+螺旋槳（推進(jìn)器）；(pistonengine+propeller)?；钊l(fā)動機(jī)功率大、重量輕、耗油率低、工作可靠。熱機(jī)的作用：將熱能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能；推進(jìn)器的作用：將機(jī)械能轉(zhuǎn)化為推進(jìn)功。由活塞發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)(進(jìn)氣→壓縮→燃油/空氣混氣燃燒→膨脹→排氣)經(jīng)連桿獲得曲軸上的機(jī)械功，再經(jīng)減速器驅(qū)動螺旋槳旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生推動飛機(jī)前進(jìn)的拉力。

1943年左右，活塞發(fā)動機(jī)已經(jīng)發(fā)展到相當(dāng)高的水平，飛機(jī)速度達(dá)750～800km/s(音速a=340m/s=1224km/h)；最大單臺功率1.5～2.5×103kW。發(fā)動機(jī)總量與功率之比為0.7～1.0kg/kw,耗油率為0.3kg/(KW.h)

當(dāng)飛機(jī)速度超過800～850km/h（Ma=0.65～0.7)后，螺旋槳效率開始明顯下降，使拉力下降，因此要突破音障，活塞發(fā)動機(jī)+螺旋槳的動力裝置便無能為力了。(2)40年代：噴氣發(fā)動機(jī)誕生，為飛機(jī)突破音障提供了動力。(3)50年代：噴氣發(fā)動機(jī)技術(shù)逐漸成熟。(4)60年代：為適應(yīng)“重型化”戰(zhàn)斗機(jī)的需要，推進(jìn)系統(tǒng)向大推力、高空及高速發(fā)展，加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)投入使用。(5)70年代：為適應(yīng)“高空優(yōu)勢”戰(zhàn)斗機(jī)的需求，推進(jìn)系統(tǒng)向高推重比發(fā)展，其性能向滿足高空、高速，需求向滿足中、低空格斗機(jī)動性的需求。(6)80年代：發(fā)展的重點在耐久性、可靠性、維修性、性能和壽命期費用權(quán)衡的研究上。(7)90年代：發(fā)展的重點在滿足飛機(jī)的超音速巡航、高機(jī)動性、隱身性能、短距起降、高生存力等方面的需求上。飛機(jī)發(fā)動機(jī)的發(fā)展史1.2渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的基本組成

進(jìn)氣道進(jìn)氣壓氣機(jī)增壓燃燒室加熱渦輪膨脹作功帶動壓氣機(jī)尾噴管膨脹加速排氣到外界大氣中單軸渦噴發(fā)動機(jī)InletCompressorBurnerTurbineNozzle帶加力的混排渦扇發(fā)動機(jī)基本組成進(jìn)氣道進(jìn)氣風(fēng)扇增壓氣流分為兩股內(nèi)涵氣流壓氣機(jī)增壓燃燒室加熱渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機(jī)混合器外涵氣流外涵道混合器兩股氣流在混合器中摻混尾噴管膨脹加速排氣到外界大氣中InletTurbineMixerNozzleFanCompressorBurnerAfterburner裝機(jī)對象

F16C/D、N，F(xiàn)-15E大涵道比和小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)遄達(dá)Trent800軍用小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)民用大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：F22飛機(jī)裝機(jī)對象：波音777，A330（由RB211發(fā)展而來的）

民用旅客機(jī)大多采用大涵道比（B>4～5)的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

軍用殲擊機(jī)多采用帶有加力燃燒室的小涵通比(B<1)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。進(jìn)氣道壓氣機(jī)壓氣機(jī)特性主燃燒室環(huán)管燃燒室環(huán)形燃燒室火焰筒單管燃燒室燃燒室特性余氣系數(shù)燃燒效率渦輪渦輪特性加力燃燒室沙丘火焰穩(wěn)定器V型槽火焰穩(wěn)定器尾噴管F119的矢量噴管轉(zhuǎn)向噴管尾噴管特性矢量噴管渦輪發(fā)動機(jī)地面試車1.3噴氣發(fā)動機(jī)分類噴氣發(fā)動機(jī)

空氣噴氣發(fā)動機(jī)

無壓氣機(jī)式亞燃沖壓發(fā)動機(jī)

火箭發(fā)動機(jī)

有壓氣機(jī)式渦輪軸發(fā)動機(jī)

脈沖式噴氣發(fā)動機(jī)

沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)

超燃沖壓發(fā)動機(jī)

渦輪螺漿發(fā)動機(jī)

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

組合發(fā)動機(jī)

固體火箭液體火箭渦輪沖壓

火箭沖壓

渦輪火箭沖壓

RBCC:Rocket+Ramjet+ScramjetTBCC:Turbojet+Ramjet+Scramjet組合發(fā)動機(jī)方案各種噴氣發(fā)動機(jī)性能比較各種發(fā)動機(jī)性能比較

航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力的基本原理是：反作用原理。單位推力和耗油率是衡量發(fā)動機(jī)優(yōu)劣的主要性能指標(biāo)。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)作為一個熱機(jī)，它將燃料的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)同時又作為一個推進(jìn)器，它利用產(chǎn)生的機(jī)械能使發(fā)動機(jī)獲得推力。

航空燃?xì)廨啺l(fā)動機(jī)主要有：渦輪噴氣、渦輪風(fēng)扇、渦輪軸、渦輪螺槳和槳扇等五種類型。根據(jù)飛機(jī)或飛行器的用途選用適當(dāng)?shù)念愋汀?/p>

近代先進(jìn)性能軍用戰(zhàn)斗機(jī)大都采用：低涵道比（0～1.0）混合排氣加力渦扇發(fā)動機(jī)。

現(xiàn)代大型民用高亞聲速運輸機(jī)一般采用：高涵道比(≥4～5）

分別排氣渦扇發(fā)動機(jī)。

渦輪軸發(fā)動機(jī)用于：直升機(jī)。

渦輪螺槳發(fā)動機(jī)用于：亞聲速民用飛機(jī)。

槳扇發(fā)動機(jī)用于：亞聲速運輸機(jī)，目前尚處于研究階段。吸氣式發(fā)動機(jī)用途

亞燃沖壓發(fā)動機(jī)及其組合動力主要用于：超音速導(dǎo)彈、無人機(jī)的動力裝置。

超燃沖壓發(fā)動機(jī)及其組合動力主要用于：高超音速巡航導(dǎo)彈;高超音速飛機(jī);跨大氣層飛行的空天飛機(jī)的動力裝置，

目前尚處于研究階段。

脈沖式發(fā)動機(jī)及其組合動力：主要用于導(dǎo)彈、無人機(jī)的動力裝置，目前尚處于研究階段。吸氣式發(fā)動機(jī)用途

離心式渦噴→軸流式渦噴→加力式渦噴→渦輪風(fēng)扇(分排、混排加力)→具有矢量推力的渦扇。軍用渦輪發(fā)動機(jī)發(fā)展歷程1.3.1渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(turbojet)單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是航空燃?xì)廨啓C(jī)中最簡單的一種，它是飛機(jī)的動力裝置。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在工作時，連續(xù)不斷地吸入空氣，空氣在發(fā)動機(jī)中經(jīng)過壓縮、燃燒和膨脹過程產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)鈴奈矅姽車姵?，流過發(fā)動機(jī)的氣體動量增加，使發(fā)動機(jī)產(chǎn)生反作用推力。一.單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(single-spoolturbojet)壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪的組合稱為燃?xì)獍l(fā)生器,其作用是產(chǎn)生高溫高壓的燃?xì)?。發(fā)動機(jī)工作時，外界空氣流入進(jìn)氣道，在較大的飛行速度下氣流經(jīng)過進(jìn)氣道時速度減小而壓力提高；氣流流過壓氣機(jī)時進(jìn)一步增壓，特別是在低速飛行時，壓氣機(jī)是增壓氣流的主要部件；燃燒室利用燃油燃燒時放出的熱量對氣流加熱；從燃燒室流出的高溫高壓氣流推動渦輪旋轉(zhuǎn)，渦輪與壓氣機(jī)之間有軸聯(lián)接，渦輪發(fā)出的功率提供給壓氣機(jī)；渦輪出口的氣流仍具有較高的壓力和溫度，流經(jīng)尾噴管時壓力減低而速度增高。

單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)二.雙軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(two-spoolturbojet)

與單軸渦噴發(fā)動機(jī)相比，其進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管是一樣的，產(chǎn)生反作用力的原理也完全相同。所不同的是：壓氣機(jī)分成低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)，渦輪也分為高壓渦輪和低壓渦輪。高壓壓氣機(jī)和高壓渦輪由一根軸聯(lián)接形成高壓轉(zhuǎn)子，低壓壓氣機(jī)機(jī)和低壓渦輪由一根軸聯(lián)接形成低壓轉(zhuǎn)子。人們習(xí)慣將燃?xì)廨啓C(jī)的高壓轉(zhuǎn)子部分稱為核心機(jī)，核心機(jī)可作為燃?xì)獍l(fā)生器。在雙軸燃?xì)廨啓C(jī)中的核心機(jī)(高壓轉(zhuǎn)子)并不是它的燃?xì)獍l(fā)生器，雙軸燃?xì)廨啓C(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器部分還應(yīng)該包括低壓壓氣機(jī)和低壓渦輪。因此，核心機(jī)與燃?xì)獍l(fā)生器是二個不同的概念。

采用雙軸式結(jié)構(gòu)主要是為了:使壓氣機(jī)在非設(shè)計工況下能正常工作和提高工作效率，避免發(fā)生壓氣機(jī)喘振。

歸納起來，雙軸燃?xì)獍l(fā)生器與單軸燃?xì)獍l(fā)生器相比較具有如下優(yōu)點：1.雙軸燃?xì)獍l(fā)生器可以使壓氣機(jī)在更廣闊的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)穩(wěn)定地工作，是防止壓氣機(jī)喘振的有效措施之一;2.

雙軸燃?xì)獍l(fā)生器在低轉(zhuǎn)速下具有較高的壓氣機(jī)效率，因而可使燃?xì)獍l(fā)生器在較低的渦輪前溫度下工作。由于渦輪前溫度較低而且壓氣機(jī)不易產(chǎn)生喘振，在加速時可以噴入更多的燃油，使雙軸燃?xì)廨啓C(jī)具有良好的加速性能;3.

由于雙軸燃?xì)獍l(fā)生器在非設(shè)計工況下具有較高的壓氣機(jī)效率，因此非設(shè)計工況下的耗油率比單軸燃?xì)獍l(fā)生器低;4.

雙軸燃?xì)獍l(fā)生器在起動時，起動機(jī)只需帶動一個轉(zhuǎn)子，與同樣參數(shù)的單軸燃?xì)獍l(fā)生器相比，可以采用較小功率的起動機(jī)。

采用雙軸結(jié)構(gòu)的優(yōu)點三.加力式渦輪發(fā)動機(jī)

當(dāng)飛機(jī)要求有大的推重比和高的飛行馬赫數(shù)時，廣泛采用帶加力燃燒室的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)。

為了滿足飛機(jī)超聲速飛行和機(jī)動性的需要，希望發(fā)動機(jī)產(chǎn)生盡可能大的單位推力，這就要求燃燒室出口氣流的總溫Tt4盡可能地高。即使目前渦輪前溫度已達(dá)到很高的水平，但由于渦輪葉片材料和葉片冷卻條件的限制，

Tt4仍低于燃燒室中燃油和空氣按理論量混合燃燒終了的溫度。因此，渦輪出口的燃?xì)庵腥院幸欢康难鯕?，如果在渦輪后設(shè)置加力燃燒室，再次供入燃油燃燒可以進(jìn)一步增大推力。

亞聲速飛行時，由于其中的壓力低使得加力燃燒室的效率比較低，一般只短時間使用；較大的超聲速飛行條件下，加力燃燒室內(nèi)的壓力顯著提高，使用加力燃燒室變得有利。

戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)渦輪前溫度

Tt4～年代Tt4～推重比

第三代現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)美國：F100系列（F15系列)、F110系列（F16系列)、F404系列（F18系列）歐洲：RB199系列(狂風(fēng))、M88系列（陣風(fēng)）；M53（幻影2000）俄羅斯：РД-33（米格29）、АЛ-31Ф系列（蘇27，蘇30）

第四代現(xiàn)役／研制中戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)美國：F119、F120（F22戰(zhàn)機(jī)）歐洲：EJ200（EF2000）；

法國：M88-2(陣風(fēng)）

；

俄國：АЛ-41Ф。羅爾斯·羅伊斯公司的威派爾600渦噴發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：MB.339A教練機(jī)(JPATS)，HS-125-600公務(wù)機(jī)，BH-600公務(wù)機(jī)，

G-4/4M教練/攻擊機(jī)。

特點：采用雙角形火焰穩(wěn)定器、熱射流點火和閉環(huán)噴管控制等。

威派爾600－單軸渦噴裝機(jī)對象：殲-6、強(qiáng)-5特點：最大推力25.5KN，加力推力：31.8KN，重量708kg渦噴六－單軸渦噴裝機(jī)對象：

殲-7渦噴七－帶加力的雙軸渦噴四.離心式渦噴發(fā)動機(jī)（centrifugalturbojet)離心式壓氣機(jī)－燃燒室－軸流渦輪（或向心式渦輪）－尾噴管

離心式壓氣機(jī)的優(yōu)點是結(jié)構(gòu)簡單，工作可靠，性能比較穩(wěn)定。缺點是效率較低，迎風(fēng)面積大。目前大多數(shù)航空燃?xì)廨啓C(jī)都采用軸流式壓氣機(jī)，只有小功率、小流量的渦軸和渦槳發(fā)動機(jī)上才采用離心式壓氣機(jī)。在早期(20世紀(jì)40年代末和50年代初)，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)也曾采用過離心式壓氣機(jī)。

研究中的離心式壓氣機(jī)增壓比可以達(dá)到12以上。

渦噴五－離心式渦噴裝機(jī)對象：殲-5活塞式發(fā)動機(jī)(pistonengine+propeller)活塞式發(fā)動機(jī)＝活塞發(fā)動機(jī)（熱機(jī)）＋螺旋槳（推進(jìn)器）工作原理：燃油和空氣混合后，在汽缸中燃燒，使熱能轉(zhuǎn)變?yōu)槿細(xì)鈮毫?、溫度的升高，推動活塞，然后?jīng)過連桿、曲軸，在曲軸上輸出機(jī)械功，最后該機(jī)械功經(jīng)過減速器傳給螺旋槳，使螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生推進(jìn)飛機(jī)前進(jìn)的拉力。

相同之處（1）

均以空氣和燃?xì)庾鳛楣ぷ鹘橘|(zhì)。（2）它們都是先把空氣吸進(jìn)發(fā)動機(jī)，經(jīng)過壓縮增加空氣的壓力，經(jīng)過燃燒增加氣體的溫度，然后使燃?xì)馀蛎涀鞴?。燃?xì)庠谂蛎涍^程中所作的功要比空氣在壓縮過程中所消耗的功大得多。這是因為燃?xì)馐窃诟邷叵屡蛎浀?，于是就有一部分富余的膨脹功可以被利用?/p>

不同之處（1）進(jìn)入活塞式發(fā)動機(jī)的空氣不是連續(xù)的；而進(jìn)入燃?xì)廨啓C(jī)的空氣是連續(xù)的。（2）活塞式發(fā)動機(jī)中噴油燃燒是在一個密閉的固定空間里，稱為等容燃燒，而燃?xì)廨啓C(jī)則在前后暢通的流動過程中噴油燃燒，若不計流動損失，則燃燒前后壓力不變，故稱為等壓燃燒。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)與活塞式發(fā)動機(jī)的比較（3）渦噴發(fā)動機(jī)的推力在相當(dāng)大的飛行速度范圍內(nèi)是隨飛行速度增加而增加的。這是因為飛行速度增加，通過發(fā)動機(jī)的空氣流量Wa不斷增加；只是在很高的飛行速度下，由于單位推力的迅速降低使推力減小。

活塞式發(fā)動機(jī)的功率決定于氣缸的尺寸和數(shù)目，可以認(rèn)為與飛行速度無關(guān)。根據(jù)能量轉(zhuǎn)換定律，在飛行過程中發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的功率經(jīng)過一定的損失轉(zhuǎn)變?yōu)轱w機(jī)前進(jìn)的推進(jìn)功率：

因為N基本不變，故螺旋槳拉力FB隨飛行速度C0的增加而減小。在高速飛行時螺旋槳葉尖的氣流相對速度超過聲速而產(chǎn)生激波使螺旋槳效率急劇降低，這更使拉力迅速減小，不適于高速飛行。

（4）飛行速度低于700km/h，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的經(jīng)濟(jì)性不如活塞式發(fā)動機(jī)加螺旋槳動力裝置。其主要原因是低飛行速度下螺旋槳的推進(jìn)效率較高，而渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的排氣速度很大，帶走的動能多，推進(jìn)效率較低。（5）當(dāng)飛行速度超過800～850km/h，螺旋槳效率開始明顯下降，使拉力下降，因此活塞式發(fā)動機(jī)加螺旋槳組合動力裝置不能突破音障。N－活塞發(fā)動機(jī)的功率FB－螺旋槳產(chǎn)生的拉力(或推力)C0－遠(yuǎn)前方未擾動截面氣流速度(數(shù)值上等于飛行速度)ηB－螺旋槳效率“飛行者”1號的活塞式發(fā)動機(jī)第一架帶動力的飛機(jī)--“飛行者”1號1903年12月17日，萊特兄弟，36米，12秒星型的活塞式發(fā)動機(jī)一個活塞發(fā)動機(jī)發(fā)出的功率有限，因此人們將多個活塞發(fā)動機(jī)并聯(lián)在一起，組成星型或V型活塞發(fā)動機(jī)

1.3.2渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)（turbofan）一.不帶加力的渦扇發(fā)動機(jī)

改善發(fā)動機(jī)推進(jìn)效率較為有效的方法是將通過發(fā)動機(jī)的空氣分成兩路，這樣就成為渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)有內(nèi)外兩個涵道，通過發(fā)動機(jī)的氣流分成兩路：第一路流過內(nèi)涵道的壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管；第二路流過外涵風(fēng)扇和外涵尾噴管。由于內(nèi)涵燃燒室出口高壓高溫燃?xì)獾囊徊糠帜芰客ㄟ^渦輪傳遞到外涵風(fēng)扇，使外涵氣流壓力升高，然后在外涵尾噴管中膨脹，產(chǎn)生外涵推力。風(fēng)扇發(fā)動機(jī)由于排氣速度低，因而推進(jìn)效率高。

習(xí)慣上將內(nèi)外涵共用的壓氣機(jī)稱為風(fēng)扇。在外涵道中的風(fēng)扇葉片、尾噴管和內(nèi)涵尾噴管是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的推進(jìn)器。外涵空氣流量與內(nèi)涵空氣流量之比，稱為涵道比，用B表示。雙轉(zhuǎn)子渦扇三轉(zhuǎn)子渦扇混合排氣使內(nèi)涵燃?xì)鈬娚渌俣冉档停瑒幽軗p失減小，與分開排氣相比，可以增加推力1.5%～3.0%左右。實驗還證明，只有當(dāng)內(nèi)外涵總壓比p5*/p52*大約在0.8～1.2的范圍內(nèi)，混合排氣的推力才能大于分開排氣的推力。若內(nèi)外涵總壓相差懸殊，那末在滲混過程中必然會造成較大的總壓損失，混合排氣所得到的推力甚至小于分開排氣所得到的推力。對于涵道比較大的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，采用混合排氣方案不能明顯的增加發(fā)動機(jī)的推力，卻增加了發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)重量，因此一般都采用分開排氣的方案。采用混合排氣方案，不僅可以增大發(fā)動機(jī)的推力，而且可以降低發(fā)動機(jī)的噪聲、便于安裝加力燃燒室和采用反推力裝置，因此，混合排氣方案廣泛應(yīng)用于涵道比較小的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)上。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)還用于垂直起落和短距離起落的飛機(jī)?；旌吓艢鉁u扇發(fā)動機(jī)分開排氣渦扇發(fā)動機(jī)GE90渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：大型民用和軍用運輸機(jī)，如：波音777、道格拉斯的MD-12X、空客A330的派生型等。

1990年1月16日，美國通用電氣公司(GE)正式推出大推力、高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)GE90。它滿足了波音777的需要，也能適應(yīng)未來民航市場的發(fā)展。

GE90－分排渦扇“飛馬”渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：“鷂”GR.Mk3(英皇家空軍),“海鷂”(英皇家海軍),AV-8S(西班牙海軍),“鷂”GR.Mk5(英皇家空軍)。

“飛馬”是英國羅爾斯·羅伊斯公司為“鷂”式垂直/短距起落戰(zhàn)斗/攻擊機(jī)研制的轉(zhuǎn)噴口渦扇發(fā)動機(jī)。針對垂直/短距起落的特殊要求，發(fā)動機(jī)的主要設(shè)計特點是采用了排氣噴管可旋轉(zhuǎn)的推力換向方案，可用一臺發(fā)動機(jī)既提供升力又提供推力，結(jié)構(gòu)簡單、緊湊、短距起落性能好。由于在垂直/短距起落、懸停和過渡飛行時，飛機(jī)無氣動力，其操縱性和穩(wěn)定性完全由噴氣反作用操縱系統(tǒng)控制，所以在燃燒室外套和火焰筒之間設(shè)有放氣環(huán)腔?！帮w馬”是首先采用兩個轉(zhuǎn)子反向旋轉(zhuǎn)的雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)，它消除了陀螺力矩，改善了懸停和過渡飛行時的穩(wěn)定性。

裝機(jī)對象:

L-1011-200/-500“三星”客機(jī)，波音747-200/SP，波音747SP，波音747-200/300，波音747-400，波音767-300/300ER

RB211-524是羅爾斯·羅伊斯公司RB211系列中的一個重要分支，它是在RB211-22B的基礎(chǔ)上發(fā)展的。

RB211是一種采用所謂三高設(shè)計指標(biāo)的渦扇發(fā)動機(jī)，即高涵道比、高增壓比和高渦輪進(jìn)口溫度。RB211系列采用獨特的三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。它的主要優(yōu)點是，每個轉(zhuǎn)子均可在各自的最佳轉(zhuǎn)速下工作，使級數(shù)少，壓縮效率提高；轉(zhuǎn)子的長度短、剛性好、穩(wěn)定工作范圍寬，只需要一排可調(diào)的中壓進(jìn)口導(dǎo)流葉片；高壓壓氣機(jī)級數(shù)少，減少了起動功率，起動后加速性好，由慢車加速到95%最大轉(zhuǎn)速只需要5s；在總增壓比和渦輪進(jìn)口溫度一定的情況下，高壓渦輪工作轉(zhuǎn)速較高，使進(jìn)入葉片的空氣相對溫度較低，一般比雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)低27～55℃；此外，還可降低進(jìn)場著陸的噪聲。

RB211-524渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)

RB211-535渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)

裝機(jī)對象:

波音757-200，波音757-200/200PF，波音757-200/200PF，圖-204-200。

與RB211-524相比，-535是RB211的降功率型，工作溫度、壓力和排氣速度均較低，因此噪聲小、可靠性高，很適合像波音757這種中程客機(jī)使用。

裝機(jī)對象:

遄達(dá)700系列－A330、MD-12；遄達(dá)800系列－波音777遄達(dá)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)

遄達(dá)是羅爾斯·羅伊斯公司迄今發(fā)展的推力最大、性能最好的大涵道比民用渦扇發(fā)動機(jī)。它是在RB211-524G/H的基礎(chǔ)上改進(jìn)的。與RB211-524G/H相比，遄達(dá)的風(fēng)扇直徑加大，增加1級中壓壓氣機(jī)，低壓渦輪增加1～2級并采用了一些其他新技術(shù)，其耗油率比-524G/H低4%，比早期的-524B2低17.6%。遄達(dá)的單元本拆換順序不同于其他各型RB211，它的全部單元體由后端拆下更換的方式可使整個核心機(jī)從風(fēng)扇機(jī)匣拆下，因而更便于維修。

遄達(dá)Trent800遄達(dá)800渦扇發(fā)動機(jī)

將渦扇發(fā)動機(jī)的外涵空氣與內(nèi)涵渦輪后燃?xì)庀酀B合，并進(jìn)行加力燃燒，就成為加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。目前，加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)已經(jīng)用作超聲速戰(zhàn)斗機(jī)和超聲速運輸機(jī)的動力。高涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)迎面尺寸太大不適于超聲速戰(zhàn)斗機(jī)。近代高性能戰(zhàn)斗機(jī)都采用低涵道比混合加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，其涵道比大約在0.2～0.7之間。二.帶加力的渦扇發(fā)動機(jī)EJ200

AИ-25TЛ(ws11)－加力渦扇發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：教練機(jī)K8

F119發(fā)動機(jī)在技術(shù)上沒有F120先進(jìn)，除了和F120一樣采用同軸反轉(zhuǎn)渦輪、高、低壓壓氣機(jī)之間無導(dǎo)流片外，基本概念上還是沒有跳出流量比渦扇的思路。F119發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：F22戰(zhàn)斗機(jī)1.3.3渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)(turboprop)

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)由于排氣速度高而推進(jìn)效率低，作為推進(jìn)器的螺旋槳在低速飛行時具有很高的推進(jìn)效率。渦槳發(fā)動機(jī)綜合了渦輪發(fā)動機(jī)和螺旋槳的優(yōu)點。發(fā)動機(jī)中渦輪除了帶動壓氣機(jī)之外還帶動螺旋槳。飛機(jī)前進(jìn)的推力(或拉力)主要由螺旋槳產(chǎn)生，噴氣推力只占較小的部分。在燃?xì)獍l(fā)生器出口增加動力渦輪，渦輪螺槳發(fā)動機(jī)將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的可用功大部分或全部從動力渦輪軸上輸出，通過減速器驅(qū)動飛機(jī)的螺槳產(chǎn)生拉力；可用功的少部份作為燃?xì)獾膭幽軓奈矅姽車姵觯a(chǎn)生較小的反作用推力，當(dāng)噴射速度與飛行速度相等時，反作用推力為零，顯然，飛機(jī)的螺槳是發(fā)動機(jī)的主要推進(jìn)器。飛行速度低于大約800km/h時，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率低于渦輪螺槳發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)適合高速飛行，渦輪螺槳發(fā)動機(jī)適合采用低速飛行的飛機(jī)。

渦輪螺槳發(fā)動機(jī)的主要缺點是：飛行高度低，飛行速度慢。裝有渦輪螺槳發(fā)動機(jī)的飛機(jī)其飛行高度不超過5000米，其飛行速度一般不超過700km/h。飛行速度慢是由螺槳特性決定的。進(jìn)氣道進(jìn)氣壓氣機(jī)增壓燃燒室加熱渦輪膨脹作功帶動壓氣機(jī)和螺旋槳尾噴管膨脹加速排氣到體外裝4臺三軸TP400-D6渦漿發(fā)動機(jī)

歐洲A400M軍用運輸機(jī)

運-7

裝2臺渦槳5

2臺普惠公司的PT6A-27渦槳發(fā)動機(jī)

運-12

運-8渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)(turboprop)裝4臺渦槳6

裝機(jī)對象：

Y-7，

Y-7-100，

Y-7-200B，Y-7H，Y-7H500

1966年初在南方航空動力機(jī)械公司開始研制，1968年轉(zhuǎn)由哈爾濱東安發(fā)動機(jī)制造公司繼續(xù)研制生產(chǎn)。

渦槳5發(fā)動機(jī)－

WJ5裝機(jī)對象－運-12普惠公司的PT6A-27渦槳發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：Y-8、Y-8C、Y-8Q等所有Y-8改型的專業(yè)飛機(jī)南方航空動力機(jī)械公司于1969年8月開始為Y-8飛機(jī)研制動力裝置渦槳6，1970年9月首次上臺架運轉(zhuǎn)，1973年4月首次上天試飛。1976年完成設(shè)計定型，并裝備部隊使用。

WJ6－渦槳6發(fā)動機(jī)渦槳9渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：中國雙發(fā)Y-12運輸機(jī)，也可用于公務(wù)機(jī)、游覽機(jī)以及海拔較高的邊防、山地和叢林特種飛機(jī)。

渦槳9是以渦軸8A渦輪軸發(fā)動機(jī)為原準(zhǔn)機(jī)改型設(shè)計的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)。其設(shè)計思想是最大限度地滿足現(xiàn)有Y-12飛機(jī)的要求，用以更換從加拿大進(jìn)口的PT6A-27發(fā)動機(jī)。WJ9－渦槳9發(fā)動機(jī)苔茵渦槳發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象:“先鋒號”951型運輸機(jī)；

“貝爾法斯特”運輸機(jī)；

“大西洋”海上巡邏反潛機(jī)ATL2。

1953年羅爾斯·羅伊斯公司開始設(shè)計苔茵發(fā)動機(jī)，最初命名為RB109，后改名為苔茵。

1.3.4渦輪軸發(fā)動機(jī)（turboshaft）渦軸發(fā)動機(jī)的主要特點是帶動壓氣機(jī)的渦輪后的燃?xì)獾目捎媚芰咳坑糜隍?qū)動自由(動力)渦輪，燃?xì)馀懦霭l(fā)動機(jī)而不產(chǎn)生噴氣反作用推力。動力渦輪軸上輸出的功率可以用來驅(qū)動直升機(jī)的旋翼、地面車輛、發(fā)電機(jī)以及艦船。

渦輪軸發(fā)動機(jī)主要用于直升機(jī)，與渦槳發(fā)動機(jī)相類似，是將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的可用功幾乎全部從動力渦輪軸上輸出，帶動直升機(jī)的旋翼和尾槳。進(jìn)氣道進(jìn)氣壓氣機(jī)增壓燃燒室加熱渦輪膨脹作功帶動壓氣機(jī)和旋翼尾噴管膨脹加速排氣到體外裝機(jī)對象：直9雙發(fā)直升機(jī)，直9A雙發(fā)直升機(jī)，直11軍、民兩用單發(fā)直升機(jī)，

直9C艦載反潛雙發(fā)直升機(jī)

為生產(chǎn)我國2～4t級直升機(jī)的動力裝置，1981年中國航空技術(shù)進(jìn)出口公司與法國透博梅卡公司(TM)簽訂了阿赫耶系列發(fā)動機(jī)生產(chǎn)專利轉(zhuǎn)讓合同，由南方航空動力機(jī)械公司按阿赫耶系列發(fā)動機(jī)全套設(shè)計、工藝、冶金和檢測資料生產(chǎn)WZ8系列渦軸發(fā)動機(jī)。

WZ8A渦輪軸發(fā)動機(jī)（阿赫耶渦軸發(fā)動機(jī)）渦軸8－WZ8諾姆渦輪軸發(fā)動機(jī)剖視圖

裝機(jī)對象：“威賽克斯”KV-107，AB-204；“海王”，“突擊隊員”，KV-107；“海王”(印度海軍)。

諾姆是英國原布里斯托爾·西德利公司(后并入羅爾斯·羅伊斯公司)按許可證生產(chǎn)的美國通用電氣公司的T58發(fā)動機(jī)。

裝機(jī)對象：米-8雙發(fā)運輸直升機(jī)；米-24A雙發(fā)攻擊直升機(jī)；米-38直升機(jī)。

TB2-117A是前蘇聯(lián)克里莫夫-伊索托夫設(shè)計局(現(xiàn)名俄羅斯克里莫夫公司)研制的自由渦輪式單轉(zhuǎn)子渦輪軸發(fā)動機(jī)。

TB2-117TG渦軸發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)

TB2-117A渦軸發(fā)動機(jī)1.3.5槳扇發(fā)動機(jī)

一般由8~10片后掠葉片組成槳扇（普通螺旋槳一般由3～4片直葉片組成）

具有葉型薄、最大厚度位置后移等特點

克服一般螺旋槳在飛行馬赫數(shù)達(dá)到0.65后效率就急劇下降的缺點

推進(jìn)效率較高，優(yōu)越性保持到飛行馬赫數(shù)0.8左右

與水平相當(dāng)?shù)母吆辣葴u輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)相比，槳扇發(fā)動機(jī)更適用于巡航馬赫數(shù)為0.7~0.8的短途運輸機(jī)裝有D-27槳扇發(fā)動機(jī)的AN-70飛機(jī)（俄羅斯）1.3.6沖壓發(fā)動機(jī)亞燃沖壓發(fā)動機(jī)簡圖超燃沖壓發(fā)動機(jī)簡圖*當(dāng)飛行M數(shù)M>6時,燃?xì)庵邪l(fā)生的熱離解將吸收大量燃燒放出的熱量,使燃燒效率下降。飛行M數(shù)提高,氣流溫度增大,熱離解吸收更多的熱量,甚至使燃燒室出口溫度小于進(jìn)口溫度。**

M≥10時,以煤油為燃料的亞燃沖壓發(fā)動機(jī)不能產(chǎn)生推力。

***靜溫、靜壓均較高,機(jī)械負(fù)荷和熱負(fù)荷較大。*

靜溫、靜壓都較低，使熱離解程度降低而比沖提高，并且還會大大減輕機(jī)械負(fù)荷和熱負(fù)荷。**盡管在超音速氣流中加熱損失較大，但由于進(jìn)氣道中無正激波，總壓損失較小，因而超燃沖壓發(fā)動機(jī)仍然能夠獲得凈推力。亞燃沖壓發(fā)動機(jī)沖壓噴氣發(fā)動機(jī)原理圖

火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)原理圖

沖壓發(fā)動機(jī)的推力與進(jìn)氣速度有關(guān)。以3倍音速進(jìn)氣時，在地面產(chǎn)生的靜推力可高達(dá)2OO千牛。定義:燃燒室進(jìn)口氣流速度為超音速的沖壓發(fā)動機(jī)

組成:

前體/進(jìn)氣道;隔離段;燃燒室;尾噴管/后體分類:

單模態(tài)、雙模態(tài)、雙重燃燒、雙模態(tài)加雙重燃燒等

超燃方式:擴(kuò)散燃燒、激波誘導(dǎo)燃燒。實際燃燒過程往往是二者的組合。典型的超音速燃燒室進(jìn)口條件飛行M數(shù)468燃燒室進(jìn)口M數(shù)22.93.5總溫(K)90017002500靜溫(K)500600830進(jìn)氣道出口M數(shù)/飛行M數(shù)0.3

0.45超燃沖壓發(fā)動機(jī)超燃沖壓發(fā)動機(jī)用于高超音速飛行器美國X-43AX-43BX-43CX-511.3.7脈沖發(fā)動機(jī)脈沖爆震發(fā)動機(jī)（簡稱PDE）

脈沖爆震發(fā)動機(jī)（PDE）是一種利用脈沖式爆震波產(chǎn)生推力的新概念的發(fā)動機(jī)。PDE由進(jìn)氣道、閥門、點火器、爆震室、噴管等組成。一個工作循環(huán)包括進(jìn)氣、噴油、點火、燃燒(含爆震波的生成及傳播)及排氣。爆震波有點類似于活塞式發(fā)動機(jī)中的活塞。整個工作過程是間歇性的、周期性的。當(dāng)爆震頻率很高時，例如大于100Hz時，可近似認(rèn)為工作過程是連續(xù)的。由于爆震波能產(chǎn)生較高的壓比，可以消除對笨重昂貴的高壓供給系統(tǒng)的需要，從而降低推進(jìn)系統(tǒng)的質(zhì)量、復(fù)雜性、成本及封裝體積。使用自由來流或機(jī)載氧化劑，能分別以吸氣式發(fā)動機(jī)或火箭式發(fā)動機(jī)工作。此外，脈沖爆震發(fā)動機(jī)還可以在變化范圍寬廣的飛行馬赫數(shù)Ma下工作。用于高超音速偵察機(jī)的PDE多管并聯(lián)的脈沖爆震火箭發(fā)動機(jī)各種形式的組合發(fā)動機(jī)1.3.8組合發(fā)動機(jī)火箭亞燃沖壓組合發(fā)動機(jī)火箭與亞燃沖壓組合發(fā)動機(jī)

分體式火箭沖壓組合整體式火箭沖壓組合（液體燃料）

整體式火箭沖壓組合（固體燃料）

火箭與亞燃沖壓組合發(fā)動機(jī)

空氣管道火箭沖壓組合渦輪沖壓火箭組合（AirTurboRamjet）

ATR

火箭－亞燃沖壓－渦輪組合發(fā)動機(jī)

ATR驗證機(jī)渦輪－沖壓組合發(fā)動機(jī)

進(jìn)氣道帶預(yù)冷卻器的ATRATRM＝0～7火箭助推到M＝4～6火箭與超燃沖壓組合發(fā)動機(jī)

RBCC分體式火箭沖壓組合整體式火箭沖壓組合M＝0～7渦輪助推到M＝3.5～4.2渦輪/沖壓組合發(fā)動機(jī)TBCC與脈沖爆震組合的發(fā)動機(jī)1.4渦輪發(fā)動機(jī)國內(nèi)外發(fā)展概況

1903年底萊特兄弟首次有動力飛機(jī)升空，標(biāo)志現(xiàn)代航空時代的開始；

“活塞發(fā)動機(jī)＋螺旋槳”的推進(jìn)方式，二戰(zhàn)中空中力量大量使用；

第一臺渦輪噴氣式發(fā)動機(jī)：1936年美國FrankWhite組織制成；

第一臺軸流式渦噴發(fā)動機(jī)：1939年前蘇聯(lián)制造；→進(jìn)入噴氣時代

離心式渦噴→軸流式渦噴→加力式渦噴→渦輪風(fēng)扇(分排、混排加力)→具有矢量推力的渦輪發(fā)動機(jī)。第三代現(xiàn)役戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)動機(jī)美國：F100系列、F110系列、F404系列；歐洲：RB199系列、M88系列；俄羅斯：РД-33、АЛ-31Ф系列主要指標(biāo)：推重比：7~8；渦輪前燃?xì)鉁囟龋?600K左右；增壓比：20~30；單級壓氣機(jī)增壓比：1.3~1.6；涵道比：0.6~0.8；均采用短環(huán)形燃燒室。第四代（現(xiàn)役／研制中）發(fā)動機(jī)美國：F119、F120（現(xiàn)役）歐洲：EJ200；法國：M88-2；俄國：АЛ-41Ф。主要性能：推重比：9~10；渦輪前燃?xì)鉁囟龋?900K左右；具有超音速巡航能力（M=1.5~1.6）；具有矢量推力和隱身能力；零部件減1倍，可靠性高1倍，耐久性高2倍，費用降25~30％。第五代發(fā)動機(jī)處在預(yù)研中，美國計劃2020年前服役。主要指標(biāo)：發(fā)動機(jī)推重比達(dá)到：16~20；零部件更減，可靠性更高，耐久性更長，費用降更低。發(fā)達(dá)國家的航空發(fā)動機(jī)

現(xiàn)役和在研發(fā)動機(jī)

WP-6系列：基本退役

WP-7系列：部分使用中，J-7II

WP-13系列：主力使用中，J-8系列/J-7E/III

WP-14：已定型，少量使用，J-8III

WS-5、WS-6：研制被終止

WS-9：JH-7FWS-10：已定型，J-11B、J-10

主要問題：

工業(yè)基礎(chǔ)落后；研制經(jīng)費偏少；

剛剛走完研制的全過程，技術(shù)積累太少。

2020年以前的發(fā)展計劃

推重比10一級發(fā)動機(jī)的研制；

FWS-10、WS-9的發(fā)展改型；

推重比12~15一級發(fā)動機(jī)的預(yù)先研制。我國航空發(fā)動機(jī)現(xiàn)狀

（10A：7.5）落后25年0123456789101112131415161718192019501960197019801990200020102020推重比IHPTET-II技術(shù)目標(biāo)AП31ФF404F100M53WP13WS9WP7甲P-29WP7WP6P11Ф-300J79PД9БBК-1AVON◆J47RB199F110WSXX昆侖IHPTET-I技術(shù)目標(biāo)◆IHPTET-III技術(shù)目標(biāo)◆◆◆EJ200M88◆◆F119VAATE◆美英■

俄羅斯●法國▲中國◆◆◆◆◆國內(nèi)外航空發(fā)動機(jī)發(fā)展趨勢參數(shù)F100PWl00F1OOPw229F110CEl00F11OCEl29F404GE400F404ⅡF404ⅢRB-199AЛ31Ф加力推力(kN)105.86129.40122.68129.071.1796-102100-10775.27122.58加力耗油率Kg/(daN.h)2.0361.051.8662.251.999不加力推力(kN)65.3879.2074.0647.0742.9577.17不加力耗油率(kg/(daN.h)O.694O.7850.8260，65O.785空氣流量(kg/s)103.40122.512263.5111.3涵道比O.63O.36O.87O.81O.341.10O.6渦輪前溫度(K)16061728165515901665總增壓比253230252529.47推重比777.787.27.3888.5-99.57.387.12使用時間(年)1974]984197919821984飛機(jī)型號F15C,F16F15E,F16CF/A-18“狂風(fēng)”蘇-27現(xiàn)役主要發(fā)動機(jī)的循環(huán)參數(shù)和性能參數(shù)推重比10一級發(fā)動機(jī)

循環(huán)參數(shù)和性能參數(shù)參數(shù)F119F120M88—1EJ200P2000加力推力(kN)155.7155.784.890.0120.1加力耗油率(kg／(daN·h))2.3052.3051.840不加力推力(kN)111.19111.1954.4060.080.1不加力耗油率(kg／(daN·h))0.62O.620.81推重比10lO9.610總增壓比252524.525渦輪前溫度(K)19501950184318031823涵道比0.2O.2O.5O.40.6裝備飛機(jī)ATFATF“陣風(fēng)”EF2000MIG2000太行發(fā)動機(jī)性能數(shù)據(jù)與外國主力戰(zhàn)機(jī)的發(fā)動機(jī)對比殲-6機(jī)身長：14.9米

機(jī)身高：3.88米

翼展：9.2米

最大飛行速度：1.45馬赫

最大起飛重量：10000千克

最大飛行高度：17900米

武備：330毫米機(jī)炮，炸彈，空空導(dǎo)彈；發(fā)動機(jī)：2臺WP-6渦輪發(fā)動機(jī)

乘員：1人國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國渦噴6裝機(jī)對象：殲-6、強(qiáng)-5

渦噴6是1958年由黎明發(fā)動機(jī)制造公司根據(jù)前蘇聯(lián)提供的РД-9Б技術(shù)資料開始試制的。國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國殲-7機(jī)身長：14.89米

機(jī)身高：4.10米

翼展：7.15米

最大飛行速度：2175千米/小時

標(biāo)準(zhǔn)起飛重量：7531千克

乘員：1人

發(fā)動機(jī)：1臺WP7B渦輪發(fā)動機(jī)；最大飛行高度:18200米；最大航程：2000km左右

武備：2門30毫米機(jī)炮，PL-2/-2A/-5B/-7/空空導(dǎo)彈，炸彈，火箭。國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國渦噴7渦噴7甲渦輪噴氣發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：殲-7；殲-8白天型；殲-7Ⅱ；殲-7ⅡH、殲-7L和殲-7出口型渦噴7是黎明發(fā)動機(jī)制造公司于1963年按前蘇聯(lián)Р11-Ф-300發(fā)動機(jī)開始仿制的

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國殲-8殲-8IIM殲8-II由沈陽飛機(jī)制造廠制造

機(jī)身長：21.59米；機(jī)身高：5.41米；翼展：9.34米；

最大飛行速度：2馬赫；乘員：1人

最大起飛重量:17800千克；最大航程：1900km；最大飛行高度：20020米

發(fā)動機(jī)：2臺渦噴-13B；

武備：1*23毫米雙管機(jī)炮,PL-2B，PL-7空空導(dǎo)彈,炸彈，3個副油箱。殲-8(J-8)超音速戰(zhàn)斗機(jī)

殲八II戰(zhàn)機(jī)國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國渦噴13裝機(jī)對象:

WP13

J-7Ⅲ飛機(jī)

WP13AⅡ

J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)

WP13F

J-7E

WP13FI

J-7Ⅲ

A/J-7D

黎陽航空發(fā)動機(jī)公司和貴州航空工業(yè)集團(tuán)第二設(shè)計所在總結(jié)WP7和WP7乙改進(jìn)與研制的基礎(chǔ)上并參照國外同系列成熟發(fā)動機(jī)，與成都發(fā)動機(jī)公司共同研制了WP13發(fā)動機(jī)。

渦噴13AII型發(fā)動機(jī)

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國昆侖發(fā)動機(jī)(WP14)裝機(jī)對象:J-8Ⅲ國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國JH－7飛豹機(jī)身長：22.325米

機(jī)身高：6.575米

翼展：12.705米

最大飛行速度：1.7馬赫

最大起飛重量：28457千克

乘員：2人

最大飛行高度：15500米

作戰(zhàn)半徑：1650千米

發(fā)動機(jī)：2臺WS9渦輪發(fā)動機(jī)

武備：23毫米雙管機(jī)炮；PL-5空空導(dǎo)彈C-801，C-802對艦導(dǎo)彈，最大載彈量6500千克FBC-1“飛豹”戰(zhàn)斗機(jī)國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國渦扇9(秦嶺)WS9渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)

裝機(jī)對象：殲擊轟炸機(jī)JH7

渦扇9雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)是西安航空發(fā)動機(jī)公司根據(jù)1975年12月13日中國技術(shù)進(jìn)口總公司與英國羅爾斯·羅伊斯公司簽訂的斯貝MK202發(fā)動機(jī)專利許可權(quán)和生產(chǎn)合同制造的。中國代號為WS9。

英國MK202發(fā)動機(jī)裝用于英國“鬼怪”(Phantom2)F-4K和F-4M上，中國的WS9發(fā)動機(jī)原擬裝用于中國的殲擊機(jī)或殲轟機(jī)上。

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國殲-10

中國第一種國產(chǎn)第四代輕型戰(zhàn)斗機(jī)，為三角機(jī)翼，鴨式布局，進(jìn)氣道位于機(jī)身下。具有多目標(biāo)處理能力和對海對地攻擊能力。采用納米技術(shù)研制的陶粉涂料具有隱身性。

機(jī)長：14.57米

機(jī)高：4.78米

翼展：8.78米

最大起飛重量：19,277千克

發(fā)動機(jī)：1臺AL-31FN渦扇發(fā)動機(jī)或渦扇-10渦扇發(fā)動機(jī)

最大推力：112.6千牛(AL-31FN)

最大過載：7G(持續(xù))/10G(瞬時)

最大速度：2.0馬赫

最大升限：18000米

作戰(zhàn)半徑：1100公里

最大航程：2500公里

最大起飛重量：19277公斤

載彈量：7000公斤

殲-10(J-10)輕型空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機(jī)

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國殲-11（俄羅斯:SU－27）

機(jī)身長：21.935米；機(jī)身高：5.932米；翼展：14.7米；發(fā)動機(jī):兩臺LyulkaAL-31F；渦扇發(fā)動機(jī)

最大飛行速度：2.35馬赫；最大起飛重量:30000千克；作戰(zhàn)半徑：1500千米；最大飛行高度：18000米；乘員：2人；武備：一門30毫米GSh-301-1機(jī)炮，空空導(dǎo)彈，炸彈，火箭發(fā)射器，最多10個外掛。

我國從俄羅斯引進(jìn)的蘇-27，國內(nèi)編號為殲-11，裝備有AA-11紅外近距格斗導(dǎo)彈、R77和Kh-31反艦導(dǎo)彈，也可裝備國產(chǎn)霹靂系列空空導(dǎo)彈。

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國AL31－F(AЛ-31Ф)發(fā)動機(jī)最大加力推力(daN)

12258

中間推力(daN)

7620

加力耗油率[kg/(daN·h)]

2.00

中間狀態(tài)耗油率[kg/(daN·h)]

0.795

推重比8.17(按前蘇聯(lián)關(guān)于發(fā)動機(jī)干質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn))

7.14(按國際上一般規(guī)定計算)

空氣流量(kg/s)

112.0

涵道比0.60

總增壓比23.8

渦輪進(jìn)口溫度(℃)

1392

最大直徑(mm)

1300

長度(mm)

4950

質(zhì)量(kg)

1530(按前蘇聯(lián)標(biāo)準(zhǔn))

1750國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國進(jìn)氣口進(jìn)氣機(jī)匣為全鈦結(jié)構(gòu)，有23個可變彎度的進(jìn)口導(dǎo)流葉片，導(dǎo)流葉片前緣固定，由來自高壓

壓氣機(jī)第7級的空氣防冰，后部則為可調(diào)葉片。

風(fēng)扇

4級軸流式，增壓比為3.6。整個風(fēng)扇為全鈦結(jié)構(gòu)。前3級轉(zhuǎn)子葉片帶有阻尼凸臺。整個風(fēng)

扇轉(zhuǎn)子用電子束焊焊為一個整體構(gòu)件。第4級轉(zhuǎn)子葉片對應(yīng)的外機(jī)匣上，帶有機(jī)匣處理環(huán)

腔，開有400個斜槽，用以提高風(fēng)扇的穩(wěn)定工作裕度。第4級出口整流葉片為雙排的串列葉

柵。

高壓

壓氣機(jī)

9級軸流式。第1～3級盤用電子束焊焊在一起，而第4～6級盤同樣用電子束焊焊為一個整

體。第7～9級則為單盤，而用長螺栓與6級盤連在一起，第1～6級盤為鈦合金構(gòu)件，第7～

9級則用耐熱合金制成。第1～5級轉(zhuǎn)子葉片用鈦合金制成，第6～9級轉(zhuǎn)子葉片用耐熱合金

制成。所有9級的榫頭均為環(huán)形燕尾槽式榫頭。進(jìn)口導(dǎo)流器和1級導(dǎo)流器均由鈦合金制成并

裝在一個由鈦合金制成的前機(jī)匣上。進(jìn)氣導(dǎo)流器和第1～2級導(dǎo)流器，共三排是可調(diào)的。1

～8級導(dǎo)流器均為懸臂式結(jié)構(gòu)，出口導(dǎo)流器也是雙排串列葉柵。

燃燒室環(huán)形。有28個雙油路離心式噴嘴，兩個點火裝置和半導(dǎo)體電嘴。

渦輪高低壓渦輪均為單級。高壓渦輪導(dǎo)向器共有14組，每組3個葉片。高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片共90

片，不帶冠，榫頭處帶有減振器。低壓渦輪導(dǎo)向器共11組，每組亦為3個葉片。轉(zhuǎn)子葉片

亦為90片，帶冠。低壓渦輪軸的特點是前后分為三段，前、后段由耐熱不銹鋼制成，中

段由鈦合金制成，三段間以“叉型”結(jié)構(gòu)用徑向銷釘連為一體。高、低壓渦輪的4排葉片

均為氣冷式葉片，總冷氣量占內(nèi)涵空氣流量的17.5%，其中直接引自第二股氣流的為7.5%，

主要冷卻高壓渦輪導(dǎo)向器前緣等處，另一股氣流為8.9%，自燃燒室機(jī)匣外壁處引出，經(jīng)設(shè)

置在外涵流路中的空氣－空氣換熱器冷卻，可使冷卻空氣降溫125～210℃，這些空氣中，

占內(nèi)涵流量的6.4%經(jīng)高壓導(dǎo)向器的中腔進(jìn)入，除用于冷卻導(dǎo)向葉片外，有4.6%進(jìn)入高壓渦

輪盤前，并有3.2%的空氣用于冷卻高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片。低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片用外涵空氣進(jìn)行

冷卻。冷氣經(jīng)渦輪后機(jī)匣支板引入內(nèi)部，經(jīng)低壓渦輪盤上的一些徑向斜孔的泵效應(yīng)增壓，

再進(jìn)入低壓渦輪葉片。

加力

燃燒室進(jìn)口處有混合器，分5區(qū)供油，其中第5區(qū)為加力起動區(qū)，采用“熱射流”方式點火?；鹧?/p>

穩(wěn)定器有3圈“V”形穩(wěn)定器，并有一些徑向傳焰槽。防振措施為全長防振屏并在內(nèi)尾錐處

開有大量的防振孔。

尾噴管收斂－擴(kuò)張式噴口，各有16個調(diào)節(jié)片和封嚴(yán)片。收斂噴口靠16個液壓作動筒操縱，擴(kuò)張噴

口則靠16個周向氣壓作動筒形成的環(huán)形“束帶”固緊，隨著噴口落壓比的變化，靠氣動力

作動改變噴口的出口截面面積。

控制系統(tǒng)基本部分為機(jī)械－液壓系統(tǒng)，包括主泵－主調(diào)節(jié)器、加力泵和加力供油和噴口控制等主要

附件。還具有稱為綜合控制器的模擬式電子控制裝置，控制發(fā)動機(jī)的主要工作狀態(tài)的極限

值，并有其他多種功能。當(dāng)電子系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，便自動轉(zhuǎn)換由機(jī)械－液壓系統(tǒng)控制。還

具有多項參數(shù)的監(jiān)測系統(tǒng)，以及前蘇聯(lián)發(fā)動機(jī)特有的防喘系統(tǒng)和渦輪冷卻氣控制系統(tǒng)等。

AL31－F發(fā)動機(jī)WS10發(fā)動機(jī)未來殲11戰(zhàn)機(jī)也將換裝國產(chǎn)太行發(fā)動機(jī)國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國

FC-1“梟龍”超音速戰(zhàn)斗機(jī)

翼展

：8.98米

機(jī)長

：14.30米

機(jī)高

：4.90米

主輪距

：2.54米

前主輪距

：4.94米

正常起飛重量：

9100千克

最大起飛重量：

12700千克

外掛能力：3800千克

機(jī)內(nèi)燃油：

2300升

最大馬赫數(shù)：

M1.8

實用升限

：16500米

起飛滑跑距離：

450米

著陸滑跑距離：

700米

航程：

2500千米

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國裝機(jī)對象：米格-29前線殲擊機(jī)；“梟龍”超音速戰(zhàn)斗機(jī)。

PД-33渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)外形

PД-33發(fā)動機(jī)由克里莫夫設(shè)計局研制，由位于莫斯科的契爾尼舍夫工廠(又稱紅十月工廠)生產(chǎn)。

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國

轟-6

機(jī)身長：17.5米

機(jī)身高：6.3米

翼展：21.5米

最大飛行速度：1014km/h

最大起飛重量：46噸

最大飛行高度：13000米。

作戰(zhàn)半徑：2500千米。

發(fā)動機(jī)：2臺WP-8發(fā)動機(jī)；武備：2

門23毫米機(jī)炮。

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國WP-8裝機(jī)對象：H-6和H-6J

渦噴8發(fā)動機(jī)是西安航空發(fā)動機(jī)公司按前蘇聯(lián)提供的РД-3М發(fā)動機(jī)圖紙和資料生產(chǎn)的。

國產(chǎn)飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)中國F16F-16戰(zhàn)斗機(jī)F-16戰(zhàn)機(jī)是美國洛克希德-馬丁公司研制的單發(fā)單座戰(zhàn)斗機(jī)，屬于第三代戰(zhàn)斗機(jī)，它主要用于空戰(zhàn)，也可用于近距離火力支援,該機(jī)1978年開始進(jìn)入美軍序列現(xiàn)役。

翼展：9.45米，全長：14.8米，高度：4.8米，最大起飛重量為16875公斤。最大載彈量為4763公斤。

實用升限為約15公里以上，最大平飛速度約2馬赫。作戰(zhàn)半徑（F-16C）為370公里至1370公里。發(fā)動機(jī)：F-16C裝有一臺F-100-PW-200(3)型渦扇發(fā)動機(jī)，加力狀態(tài)可達(dá)11338公斤。最大時速2120公里，馬赫數(shù)2.0。最大航程3219公里以上。實用升限15240米以上。

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國裝機(jī)對象：F110-GE-100

F16C/D、N，F(xiàn)-15E。

F110-GE-400

F-14B/F-14D，F(xiàn)-14A改裝。

F110-GE-129所有110裝備的飛機(jī)，1991年中以后的F-15E，F(xiàn)-16“敏捷隼”

F110X未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)。

F118-GE-100

B-2，RT-1。

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國

F110-GE-100

F110的基本型，采用了F404的風(fēng)扇、加力燃燒室和噴管技術(shù)

F110-GE-129

性能改進(jìn)型，推力達(dá)12900daN。提高了渦輪進(jìn)口溫度55～80℃，增大了轉(zhuǎn)速，改進(jìn)了材料，采用全權(quán)數(shù)字式電子控制系統(tǒng)。涵道比降為0.76，零件數(shù)目比F100-GE-100少40～50%。

F110-GE-400

海軍型，與F110-GE-100基本相同。1987年開始用于F-14B/D

F118-GE-100

F110的不加力型，不加力推力為8452daN。提高了風(fēng)扇壓比和空氣流量。1987年定型，并用于B-2轟炸機(jī)。1991年決定用于改裝TR-1，以取代原來的J75渦噴發(fā)動機(jī)。

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國

F-18戰(zhàn)斗機(jī)F-18是美國麥道公司為美海軍研制的艦載單座雙發(fā)超音速多用途戰(zhàn)斗攻擊機(jī)，它主要用于海上防空，也可進(jìn)行對地攻擊。

翼展11.43米，機(jī)長17.07米，機(jī)高4.66米；起飛重量15740千克(空戰(zhàn))，22328千克(對地攻擊)；最大速度達(dá)M2

，實用升限15240米，作戰(zhàn)半徑740公里(空戰(zhàn))、1065公里(對地攻擊)，轉(zhuǎn)場航程3700公里(不空中加油).發(fā)動機(jī)：裝兩臺通用電氣公司研制的F404—GE—400低涵比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，單臺加力推力71.2千牛.進(jìn)氣道位于翼根下的機(jī)身兩側(cè)國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國裝機(jī)對象：F404-GE-100D

A-4換發(fā)。

F404-GE-400D

A-6F。

F404-GE-F1D2

F-117A。

F404-GE-400

F/A-18、“陣風(fēng)”A、X29A、X31A。

F404-GE-100A

F-20A。

F404-GE-402

F/A-18。

F412(原F404-F5D2)

A-12(已取消)。

F404發(fā)動機(jī)始于60年代通用電氣公司的GE15。GE15為諾斯羅普公司“眼鏡蛇”P530的動力。P530后來演變?yōu)閅F17，GE15演變?yōu)檫B續(xù)放氣的渦噴發(fā)動機(jī)YJ101。由于在美國空軍輕型戰(zhàn)斗機(jī)競爭中，通用動力公司的F16取勝，諾斯羅普公司和麥道公司決定發(fā)展一種新飛機(jī)，即F/A-18，因而在YJ101基礎(chǔ)上發(fā)展了低涵道比的F404渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

F404渦扇發(fā)動機(jī)國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國

F-22是美國洛克希德-馬丁公司研制的新一代戰(zhàn)斗機(jī)，它屬于第四代戰(zhàn)斗機(jī)，當(dāng)初的設(shè)計目標(biāo)是使它將成為美軍本世紀(jì)初的主力機(jī)型。

F-22戰(zhàn)斗機(jī)翼展13.56米；機(jī)身18.92米；機(jī)高5.00米；重量:額定起飛重量27.216公斤。動力裝置:兩臺普惠公司的F119-PW-100帶加力的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(2×13，900公斤力)。最高飛行速度1950公里/小時；近地最高飛行速度1480公里/小時；實際最大飛機(jī)高度18,000米；作戰(zhàn)半徑1,300～1,500公里；最大使用過載9.0。

由于該機(jī)配備了兩臺高推重比的F-119渦扇發(fā)動機(jī)，在不使用加力的狀態(tài)下，就能以M數(shù)1.5-1.6的速度巡航飛行，最大飛行速度M數(shù)為2.0，最大飛行迎角75度，最大起飛重量28000公斤，實用升限15240米，作戰(zhàn)半徑達(dá)1450公里，航程為F-15飛機(jī)一倍。國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國F119發(fā)動機(jī)普·惠公司研制的F119-1PW-100型常規(guī)小涵道比加力渦扇發(fā)動

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國F120變循環(huán)發(fā)動機(jī)

F120

是F119的競爭對手，雖然當(dāng)初在F－22飛機(jī)動力裝置的競爭中失利，但目前也已研制定型，該發(fā)動機(jī)采用了前掠風(fēng)扇葉片、可變涵道比設(shè)計等多項最新技術(shù)（即變循環(huán)發(fā)動機(jī)），使燃油消耗率更低，壽命周期費用更小。

F120內(nèi)外涵道的空氣流量比例可以無級調(diào)解，以在各種工作條件達(dá)到最優(yōu)狀態(tài)。國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)美國

“陣風(fēng)”是法國達(dá)索飛機(jī)公司為法國空海軍研制的下一代戰(zhàn)斗機(jī)。1983年該公司宣布研制先進(jìn)實驗戰(zhàn)斗機(jī)(ACX)，取名“陣風(fēng)”A。實驗型“陣風(fēng)”A于1984年3月開始設(shè)計，先采用兩臺美國通用動力公司(GE)地F404渦扇發(fā)動機(jī)作為過渡動力裝置，之后再換裝當(dāng)時法國斯奈克瑪公司在研的推比10級的M88渦扇發(fā)動機(jī)。

“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)安裝兩臺M88-2型發(fā)動機(jī)提供動力，由法國斯奈克瑪公司（SNECMA）制造，每個提供75

kN推力。

“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)長度：15,27米；機(jī)高：5,34米；翼展：10,80米；翼面積：45,70平方米

(492

平方英尺)

空重：9,4噸

(“陣風(fēng)”C型)

最大起飛重量：24500公斤

最高飛行速度：馬赫1.8+/750節(jié)

(1390個公里/小時)；進(jìn)場速度：120節(jié)

(220公里/小時)；最大爬升速率：超過1000英尺/

秒(350米/秒)；操作的升限：55000英尺

(16765米)；起飛距離：大約400-600米登陸距離：450米；

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)法國M88發(fā)動機(jī)M88加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象：M88-1“陣風(fēng)”A。

M88-2“陣風(fēng)”D(早期型)。

M88-3“陣風(fēng)”D(晚期型)，“陣風(fēng)”M。

CFM88行政機(jī)和支線飛機(jī)。

單臺靜推力48.7千牛，加力推力72.9千牛，備選的M88-3型發(fā)動機(jī)的加力推力可達(dá)87千牛。兩個相互獨立的半圓形進(jìn)氣道位于機(jī)腹兩側(cè)，無進(jìn)氣調(diào)節(jié)錐，有分流板，可保證兩臺發(fā)動機(jī)的工作互不干擾。飛機(jī)機(jī)體內(nèi)的油箱可載5700升燃油，機(jī)身中線掛架和兩個內(nèi)翼和兩個中翼掛架都可掛1250升的副油箱，最大外部載油量可達(dá)9500升，總載油量可達(dá)15200升。空中受油探管位于座艙風(fēng)擋的右前方，B/C型為固定式，M型為可伸縮式。采用壓力式注油，可在4分鐘內(nèi)將內(nèi)部油箱裝滿，7分鐘內(nèi)將所有油箱裝滿。國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)法國幻影2000翼展：9.13米

機(jī)長：14.36米

機(jī)高：5.20米

機(jī)翼面積：41.0平方米

機(jī)翼前緣后掠角：58度

空重：7600千克

最大起飛重量：17000千克

高空最大速度：M2.2/2332千米/小時

低空最大速度(不加力、帶8顆250千克炸彈、兩枚R550導(dǎo)彈)：1110千米/小時

實用升限：18000米

最大爬升率(海平面)：284米/秒

作戰(zhàn)半徑(帶2個1700升副油箱和4枚導(dǎo)彈)：700千米

航程(帶1個1400升和兩個1700升副油箱)：3335千米

起飛滑跑距離：460米發(fā)動機(jī)：1臺法國斯奈克馬(SNECMA)公司M53-P2渦扇發(fā)動機(jī)，單臺加力推力96千牛

“幻影2000”(Mirage2000)是法國達(dá)索飛機(jī)公司(DassaultAviation)研制的輕型超音速戰(zhàn)斗機(jī)。主要用于截?fù)艉椭瓶眨嗫蓤?zhí)行對地攻擊或戰(zhàn)術(shù)偵察等任務(wù)

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)法國裝機(jī)對象：M53-2“幻影”2000原型機(jī)。

M53-5“幻影”4000原型機(jī)。

M53-P2“幻影”2000。

M53-PX2“幻影”2000。

為了研制一種適合80年代的高速高性能多用途戰(zhàn)斗攻擊機(jī)的發(fā)動機(jī)，SNECMA公司于1967年開始M53的設(shè)計。

M53發(fā)動機(jī)國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)法國

1984年德、英、法、意和西班牙五團(tuán)達(dá)成協(xié)議、提出“歐洲戰(zhàn)斗機(jī)”計劃(EFA)，中途法國退出。事過10年，1994年3月27日，英、德、意和西班牙四國聯(lián)合研制的EF2000戰(zhàn)斗機(jī)原型機(jī)實現(xiàn)了第—次試—覽。目前，試飛計劃仍在進(jìn)行之中，預(yù)計要到2000年才可能交付四國空軍使用。EF2000戰(zhàn)斗機(jī)采用三角翼鴨式布局，裝兩臺發(fā)動機(jī)，單座。翼展10．5米機(jī)長14．5米機(jī)高約4米機(jī)翼前緣后掠角53度發(fā)動機(jī)：裝兩臺EJ200發(fā)動機(jī)，盒形進(jìn)氣道位于機(jī)身下部。太平飛速度M2.0，作戰(zhàn)半徑493-5公里；起落滑跑距離為500米左右

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)歐洲四國

EJ200是歐洲四國聯(lián)合研制的先進(jìn)雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，用于歐洲聯(lián)合研制的90年代戰(zhàn)斗機(jī)EFA(現(xiàn)編號EF2000)。參加研制工作的有英國羅·羅公司、德國發(fā)動機(jī)渦輪聯(lián)合公司、意大利菲亞特公司和西班牙渦輪發(fā)動機(jī)工業(yè)公司除歐洲戰(zhàn)斗機(jī)EF2000外，EJ200發(fā)動機(jī)其他可能的用途有：垂直/短距起落歐洲戰(zhàn)斗機(jī)2000、“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)改裝、F/A-18、意大利馬基航空公司與巴西航空工業(yè)公司合作研制的AMX、“陣風(fēng)”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA戰(zhàn)斗機(jī)

EJ200發(fā)動機(jī)采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，涵道比為0．4，風(fēng)扇增壓比4．2，總增壓比26。正常推力約為60千牛(6122公斤力)，加力推力可達(dá)到90千牛(9184公斤力)，推重比10左右。

EJ200發(fā)動機(jī)國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)歐洲四國

“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)是為適應(yīng)北約組織對付突發(fā)事件的“靈活反應(yīng)”戰(zhàn)略思想而研制的，主要用來代替F-4、F-104、“火神”、“坎培拉”、“掠奪者”等戰(zhàn)斗機(jī)和轟炸機(jī)，執(zhí)行截?fù)?、攻擊等常?guī)作戰(zhàn)任務(wù)。l969年3月，英國、德國和意大利三國聯(lián)合成立了帕那維亞飛機(jī)公司，于1969年3月開始設(shè)計。

1980年7月起交付部隊使用。

“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼后掠角變化范圍是25度-8度，發(fā)動機(jī)：裝兩臺RB199-34R高推重比的三轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(jī)，加力推力2x7260公斤飛機(jī)最大起飛重量：27.2噸，最大速度：高空M數(shù)2.1、低空M數(shù)1.1、實用升限：15240米，轉(zhuǎn)場航程：3890公里。

國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)歐洲三國RB199MK104渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)裝機(jī)對象RB199MK101“狂風(fēng)”IDS。

RB199MK103“狂風(fēng)”IDS/GR.MK1。

RB199MK104“狂風(fēng)”ADV/F.MK1，MK3

和HAL輕型戰(zhàn)斗機(jī)。

RB199MK104D

BAeEAP原型機(jī)，EFA原型機(jī)。

RB100MK105“狂風(fēng)”ECR。

RB199“B”“狂風(fēng)”改進(jìn)型。

RB199發(fā)動機(jī)是英國、聯(lián)邦德國和意大利三國合作研制的高推重比三轉(zhuǎn)子加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。1965年英國提出RB199方案，1969年英國羅爾斯·羅伊斯公司、聯(lián)邦德國MTU公司和意大利菲亞特公司組成渦輪聯(lián)合公司著手設(shè)計。RB199發(fā)動機(jī)國外飛機(jī)與配裝的發(fā)動機(jī)歐洲三國1.5

渦輪發(fā)動機(jī)主要性能指標(biāo)

(1)推力F

－（N、daN、Kg)

反映了發(fā)動機(jī)的能力大小。

(2)單位推力（Fs＝F/Wa）

－(N.s/kg、daN.s/kg)

每公斤重量所能產(chǎn)生的推力。

(3)耗油率sfc（sfc＝3600Wf/F)

－(kg/N.s、(kg/daN.h)